Najlepsze trzy wielofunkcyjne rakiety manewrujące. Rozważmy wielkość aerodynamicznego momentu wzdłużnego działającego na samolot, pod warunkiem, że prędkość kątowa, kąt natarcia i kąty wychylenia sterów pozostają stałe w czasie
AGM-88E AARGM jest antyradarowy pocisk kierowany średni zasięg przewieziony drogą lotniczą, używany do niszczenia obrony powietrznej wroga (DEAD).
Celem programu jest pokonanie głównych systemów obrony powietrznej byłego ZSRR i RF.
Zaawansowany przeciwradiacyjny pocisk kierowany (AARGM)
System AARGM według programu ACAT 1C jest ulepszoną wersją AGM-88C (blok VI)
AARGM umożliwia użycie w wymaganym zakresie konfrontacji na zasadzie „wystrzel i zapomnij”.
Aktywna głowa Naprowadzający AARGM pocisku WGU-48/B może współpracować z odbiornikiem ARH, aby przeciwdziałać taktyce wyłączania radaru SAM ( Bateria SA-3 przetrwała atak NATO na wojska jugosłowiańskie w 1999 r. i zestrzeliła F-117 Nighthawk) lub być nakierowane autonomicznie na cele nieemitujące. AARGM- broń sieciowa, który otrzymuje taktyczny informacje wywiadowcze poprzez wbudowany odbiornik i analizuje wpływ broni w czasie rzeczywistym (WIA) aż do momentu trafienia w cel.
Stosowana jest „antena konformalna” (kształt anteny jest najbardziej odpowiedni dla jednostki nośnej)
AGSN - WGU-48/B wykorzystuje algorytmy aktywnego rozpoznawania i analizy celów, co pozwala razić nie tylko radar systemu obrony powietrznej, ale także np. systemy sterowania pojazd(nośnik rakiet przeciwlotniczych), maszyny układu sterowania, elektrownie.
W przypadku wyłączenia radaru obrony powietrznej osoba poszukująca utrzymuje trajektorie, korzystając z zapisanych danych GPS/INS.
System sterowania i poszukiwacz zaprojektowano z uwzględnieniem ujednolicenia pod kątem możliwego zastosowania w rakietach powietrze-ziemia samolot szturmowy, w tym dla Marynarki Wojennej i Korpusu Korpus Piechoty Morskiej USA.
Podczas testów w 2008 roku AGM-88E wykazał następujące możliwości (zgodnie ze specyfikacjami technicznymi): manewr boczny w celu zminimalizowania uszkodzeń od „przyjaznego” ognia z planowanej strefy uderzenia, a następnie powrót na trajektorię unikania uderzenia.
Modyfikacje:
CATM-88E - szkolenie
DATM-88E - symulator naziemny
Dodatkowo:
ujednolicony zespół zawieszenia - pylon firmy Lockheed Martin Aeronutronics TAS ze zintegrowanym czujnikiem-detektorem.
Czujnik odbiornik-dalmierz zintegrowany z pylonem zapewnia niski koszt i wysoką dokładność namierzania kierunku. Możliwość szybkiego i wysoka celność określić położenie emitującego radaru. System zapewnia 120 stopni identyfikacji pionowej i 240 stopni pokrycia azymutu, a także zwiększa masę samolotu jedynie o 20 kg. Można go wykorzystać do znacznego zwiększenia skuteczności rakiet AARGM, a także zapewnienia dodatkowego zasięgu pasywnym czujnikom detekcyjnym i zwiększenia możliwości uderzenia.
Wykonawca: Alliant Techsystems, Woodland Hills, Kalifornia, USA
Rozwój/udział: USA (Raytheon), Niemcy (BGT), Włochy (Alenia)
Uruchomienie: listopad-2010
Silnik: silnik turboodrzutowy (ulepszony RD Thiokol SR113-TC-1 z AGM-88) dwusystemowy ciąg (dopalacz, prędkość przelotowa)
Długość: 13 stóp 8 (417 cm)
Średnica: 10 cali (25,4 cm)
Rozpiętość skrzydeł: 44 (112 cm)
Waga: 795 funtów (361 kg)
Prędkość: Mach 2+
Zasięg zastosowania: 60-170 km
System kontroli i naprowadzania: GPS/INS, radar naprowadzający obrony powietrznej, poszukiwacz fal milimetrowych (MMW), wielospektralny system dowodzenia
Głowica: do 70 kg monoblok WAU-7 / B, zwiększona moc z wolframowymi elementami uderzającymi.
Przewoźnicy:
Marynarka wojenna: F/A-18C/D, FA-18E/F, EA-18G, EA-6B Prowler
ITAF: Tornado IDS/ECR
kompatybilność z platformami: F-35, F-16 C/J,
Całkowita produkcja: 2169
Koszt jednostkowy: 994 000 USD
Całkowity koszt projektu: 1,9 miliarda dolarów.
Długoterminowy cel programu- dostosowanie wymiarów do wewnętrznych przedziałów F-22 i JS, przy zachowaniu uzyskanych właściwości użytkowych.
Sprzeciw
(fragmenty wywiadu dla gazety „Wremya Nowostej” Korespondent: N. Poroskow)
OJSC „Systemy obronne” Wiktor Wiszczuk:
Ochroną przed PRR poważnie zajęli się dopiero tzw związek Radziecki. Wszystkie próby sprowadzały się jednak do zbudowania duplikatu stacji, którą należało chronić. Ten sobowtór został umieszczony z dala od głównego radaru i próbowano skierować pocisk w jego stronę. Zrobili to dla radarów starych samolotów przeciwlotniczych systemy rakietowe, takich jak S-200 (takim pociskiem Ukraińcy kilka lat temu zestrzelili samolot lecący z Izraela) oraz do nowego S-300. Pod patronatem NPO Almaz opracowano i przetestowano elektroniczny system obrony Dubler. Ale wykrywanie PRR było bardziej skomplikowane niż ochrona przed nimi. Wszystko ograniczało się do testów, żaden produkt nie trafił do produkcji.
Doktor nauk technicznych Profesor S. Narbikov (główny projektant JSC Kuntsevo Design Bureau, założyciel JSC Design Bureau-1)
Te kompleksy obronne były oczywiście skazane na zagładę. Mieli nieporęczne nadajniki, takie same jak te na stacji głównej, a nawet mocniejsze. Od nich do dwóch do czterech fałszywych emiterów konieczne było ułożenie falowodów na kilkadziesiąt metrów, aby przesłać energię. To są metalowe rurki prostokątny kształt. Rozmieszczenie kompleksu obronnego zajęło dużo czasu, był on bardzo bezbronny. Nawet niewielki fragment mógłby uszkodzić falowód, zerwać szczelność i cały ich układ stałby się bezużyteczny. Następnie próbowano wprowadzić elastyczne falowody przypominające węże strażackie. Ale kołysały się pod wpływem wiatru, a podczas zginania tracono energię. Innym pomysłem było zainstalowanie reflektorów, które nie wymagały falowodów. Jednak i tutaj napotkaliśmy straty energii podczas przesyłu. Ponadto trudno było kontrolować promieniowanie z reflektora.
S. Narbikow: „...Fałszywy punkt powinien być jaśniejszy i umiejscowiony z boku. Tworzą go nasze autonomiczne emitery, których liczba może wynosić do 12. Czas ich uruchomienia wynosi 20-30 minut. Emitery są sterowane automatycznie z poziomu stacja główna w zależności od jej trybu, całkowicie ją symulując.Obcokrajowcy nazywają je zakłócaczami lub rozpraszaczami.Każdy emiter jest mini-nadajnikiem o mocy [ i]nie mniej niż 4 kilowatów na impuls
. Jego waga wynosi około 80 kg, działa na wydajnych bateriach w trybie czuwania przez 24 godziny, z promieniowaniem przez 3-4 godziny. Fałszywe emitery przewożone są specjalnie przerobionym pojazdem marki Ural.
Wyślij swoją dobrą pracę do bazy wiedzy jest prosta. Skorzystaj z poniższego formularza
Studenci, doktoranci, młodzi naukowcy, którzy wykorzystują bazę wiedzy w swoich studiach i pracy, będą Państwu bardzo wdzięczni.
Opublikowano na http://www.allbest.ru/
Definicje, oznaczenia i skróty
Głowica bojowa - jednostka bojowa.
UR - pocisk kierowany.
RUS - czujnik prędkości kątowej.
Los Angeles to samolot.
SSt - system stabilizacji.
LFC – logarytmiczna charakterystyka amplitudowo-częstotliwościowa i fazowo-częstotliwościowa.
SanPin - zasady sanitarne i normy.
ICH - mechanizm uruchamiający
RP - przekładnia kierownicza
DOS - czujnik sprzężenia zwrotnego
Wstęp
Cel i opis rakiety powietrze-ziemia AGM-158 Jassm.
W pracy przedstawiono kierowany pocisk bojowy powietrze-ziemia „AGM-158 JASSM”.
Zarządzany rakiety bojowe klasy powietrze-powierzchnia, której używam wystrzeliwane z samolotu w celu zniszczenia celów naziemnych i morskich, i są część integralna broń lotnicza.
Pocisk składa się z korpusu, silnika rakietowego i głowicy rakietowej (głowicy bojowej). Pociski samolotów kierowanych posiadają ponadto system kontroli rakiet organy wykonawcze elementy sterujące i powierzchnie podnoszące (skrzydło), aby wytworzyć siłę nośną aerodynamiczną podczas lotu. Wskutek wysokie prawdopodobieństwo trafiając w cel, kierowane rakiety powietrzne zaliczane są do broni precyzyjnej.
Ten typ rakiety przeznaczony jest do niszczenia celów naziemnych i morskich. Strategiczne i operacyjno-taktyczne rakiety lotnicze są wykorzystywane przez bombowce strategiczne do uderzania w cele, odpowiednio, głęboko za liniami wroga oraz w głębokość operacyjna(jeśli konieczne jest trafienie w ważne cele - i w strefie taktycznej). Wyposażony w głowicę nuklearną (może być opcja z głowicą konwencjonalną) i autonomiczny lub system kombinowany sterowanie (na przykład inercyjny system sterowania z korektą terenu i bazowaniem na końcowym odcinku trajektorii).
Wysoka dokładność celowania pozwala pociskowi lotniczemu, nawet z konwencjonalną głowicą, skutecznie trafiać w cele wroga z dużych odległości.
Pociski samolotów taktycznych są używane przez samoloty taktyczne do niszczenia celów głębia taktyczna; są z reguły wyposażone w konwencjonalną głowicę bojową (odłamkowa, kumulacyjna, kasetowa itp.); mają masę od kilkudziesięciu do kilkuset kilogramów, zasięg startu do 100 km. Kierowane taktyczne rakiety powietrzne mogą być wyposażone w system sterowania radiowego, obrazowania termowizyjnego, naprowadzania telewizyjnego lub laserowego. Jak udało się rakiety lotnicze rakiety systemów rakiet przeciwpancernych są powszechnie stosowane zgodnie z ich przeznaczeniem siły lądowe oraz przeciwokrętowe systemy rakietowe Marynarki Wojennej (VMS).
Pocisk przeznaczony jest do niszczenia celów zarówno stacjonarnych, jak i mobilnych (systemy obrony powietrznej, bunkry, duże budynki, obiekty lekko opancerzone i małe obiekty silnie chronione, mosty) w prostych i niesprzyjających warunkach pogodowych, w dzień i w nocy.
Od 2012 r. nośnikami używanymi w tym pocisku są bombowce strategiczne B-52N (12 rakiet), B-1B (24 rakiety), B-2 (16 rakiet), F-15E (3 rakiety), a także myśliwce taktyczne F-16 C i D (2 rakiety), F/ A -18 (2 rakiety), F-117 (2 rakiety), F-35 JSF (2 rakiety), „AGM-158 JASSM” zbudowany jest według normalnej konfiguracji aerodynamicznej - dolnopłat ze składanymi sterami wysokości. W jego konstrukcji w szerokim zakresie zastosowano nowoczesne materiały kompozytowe na bazie włókien węglowych, wykorzystujące technologie o niskiej sygnaturze radarowej. Jak elektrownia Zastosowano silnik turboodrzutowy J402-CA-100 z ulepszoną sprężarką i układem paliwowym. Układ sterowania jest połączony, inercyjny z korekcją jego nagromadzonych błędów zgodnie z odbiornikiem sygnału systemu nawigacji satelitarnej NAVSTAR, na końcowym odcinku toru lotu głowica naprowadzająca na podczerwień (głowica naprowadzająca IR) oraz oprogramowanie i sprzęt do autonomicznego rozpoznawania celu może być użyte. Pocisk jest wyposażony w głowicę penetrującą WDU-42/B o masie 1000 funtów (450 kg) i ma dokładność celowania wynoszącą 8 stóp (około 3 m). Głowica wyposażona jest także w linię transmisji danych o położeniu celu, dzięki czemu możliwa jest ocena wyrządzonych szkód.
W zależności od rodzaju celu stosuje się głowicę kasetową lub jednolitą (CU). Obecnie na rakiecie zainstalowana jest głowica przebijająca beton J-1000. Korpus głowicy wykonany jest ze stopu metalu na bazie stali wolframowej.
Masa o wysokiej skuteczności i niskiej czułości materiał wybuchowy AFX-757 wynosi 109 kg. Głowica J-1000 z prędkością 300 m/s może penetrować grunt średniej gęstości na głębokość od 6,1 do 24,4 m i przebijać płyty żelbetowe o łącznej grubości 1,2-2,1 m. Na wyposażeniu głowicy kasetowej prawdopodobnie znajdzie się amunicja BLU-97 GEM (kombinowanego działania).
W przypadku wystrzelenia rakiety na dużą odległość pojawia się problem z przekazaniem informacji o aktualnym położeniu rakiety. Informacje te są niezbędne w szczególności do ustalenia, czy rakieta trafiła w cel. Istniejąca konstrukcja obejmuje nadajnik typu BIA (Bomb Impact Assessment) (moc 25 W) oraz urządzenie antenowe na korpusie rakiety, zapewniające transmisję danych do strategicznego samolotu rozpoznawczego RC-135V i W z prędkością do 9600 bps w zakresie częstotliwości 391,7–398,3 MHz. Problem został rozwiązany poprzez przesłanie danych z rakiety do samolotu sztafetowego za pośrednictwem satelity.
Modyfikacje.
Opracowano modyfikację AGM-158 JASSM-ER (AGM-158B), która różni się od wersja podstawowa rakiety powiększone zbiorniki paliwa, a także bardziej ekonomiczny silnik turboodrzutowy Williams International F-107-WR-105 (oparty na Williams F112). Dzięki tym ulepszeniom JASSM-ER może razić cele w odległości do 980 kilometrów od miejsca startu. Modyfikacja otrzymała oficjalne oznaczenie AGM-158B w połowie 2002 roku, a kontrakt z Siłami Powietrznymi USA na rozwój i demonstrację JASSM-ER został zawarty w lutym 2004 roku.
Próby w locie rozpoczęły się w 2006 r produkcja seryjna Pocisk AGM-158B jest na wyposażeniu od połowy 2008 roku.
Tabela 1. Charakterystyka wydajności
AGM-158B JASSM-ER |
|||
Czynny |
|||
Wstępna gotowość operacyjna |
|||
Zakres |
|||
Średnica, m |
|||
Wysokość, m |
|||
Rozpiętość skrzydeł, m |
|||
Dokładność wskazywania, m |
|||
Maksymalny ciąg, kN |
|||
Masa głowicy, kg |
|||
Prędkość |
775-1000 km/h (0,65-0,85 M) |
||
Głowica bojowa |
FMU-156/B „Ujednolicony programowalny zapalnik” |
||
System sterowania |
Inercyjny (INS) z korekcją według danych: GNSS GPS, geometrii reliefu i poszukiwacza podczerwieni |
||
Wyprodukowane jednostki (2012) |
|||
Cena jednostkowa |
|||
Lata użytkowania |
|||
Główni operatorzy |
Siły Powietrzne USA, Australijskie Siły Powietrzne, Siły Powietrzne Korea Południowa, Holenderskie Siły Powietrzne, Fińskie Siły Powietrzne, Polskie Siły Powietrzne |
Koszt produkcji: 0,7 miliona dolarów Całkowity koszt programu: 3 miliardy dolarów Testowanie i działanie:
Pierwszy test JASSM przeprowadzono w styczniu, drugi w kwietniu 2001 roku. Podczas prób w locie prototypowych rakiet sprawdzana jest praca silnika i systemu naprowadzania. Na podstawie uzyskanych wyników opracowano układ zasilania, mechanizm rozkładania skrzydeł oraz oprogramowanie. Aby zmniejszyć opór aerodynamiczny i poprawić właściwości manewrowe, zmieniono także kształt powierzchni sterowych i lokalizację komory zamkowej. ciśnienie powietrza. W październiku 2009 JASSM został przetestowany pod kątem niezawodności. W 16 startach udało się trafić 15 celów.
1. Obliczanie charakterystyk aerodynamicznych statku powietrznego
Obliczenia aerodynamiczne są najważniejszy element badania aerodynamiczne statku powietrznego lub jego poszczególne części(korpus, skrzydła, ogon, urządzenia sterujące). Wyniki takich obliczeń wykorzystywane są w obliczeniach trajektorii, przy rozwiązywaniu problemów związanych z wytrzymałością poruszających się obiektów, przy wyznaczaniu wydajność lotu LA.
Rozważając charakterystyki aerodynamiczne, można zastosować zasadę podziału charakterystyk na poszczególne składowe dla izolowanych nadwozi i powierzchni nośnych (skrzydła i ogon), a także ich kombinacje. W tym drugim przypadku siły i momenty aerodynamiczne wyznacza się jako sumę odpowiednich charakterystyk (dla izolowanego korpusu, skrzydeł i ogona) oraz poprawek interferencyjnych wynikających z efektów interakcji.
Siły i momenty aerodynamiczne można wyznaczać za pomocą współczynników aerodynamicznych.
Na podstawie przedstawienia całkowitej siły aerodynamicznej i całkowitego momentu aerodynamicznego w rzutach odpowiednio na osie prędkości i powiązane układy współrzędnych przyjmuje się następujące nazwy współczynników aerodynamicznych: - aerodynamiczne współczynniki oporu, bocznej siły nośnej; współczynniki aerodynamiczne momentów przechyłu, odchylenia i pochylenia.
Przedstawiona metoda wyznaczania charakterystyk aerodynamicznych jest przybliżona. Na rysunku przedstawiono schemat rakiety, gdzie L to długość samolotu, dm to średnica korpusu samolotu, to długość nosa, l to rozpiętość skrzydeł wraz z częścią brzuszną (rys. 1).
samolot rakietowy z silnikiem sterowym
1.1 Winda
Siłę podnoszenia określa wzór
gdzie jest ciśnieniem prędkości, jest gęstością powietrza, S jest obszarem charakterystycznym (na przykład polem przekroju kadłuba) i jest współczynnikiem siły nośnej.
Współczynnik wyznacza się zwykle w układzie współrzędnych prędkości 0xyz. Oprócz współczynnika uwzględniany jest również współczynnik siły normalnej, który jest określany w powiązanym układzie współrzędnych.
Współczynniki te są ze sobą powiązane zależnością
Wyobrażamy sobie samolot jako zespół następujących głównych części: korpusu (kadłub), powierzchni nośnych przedniej (I) i tylnej (II). Przy małych kątach natarcia i kątach ugięcia powierzchni nośnych zależności i są zbliżone do liniowych, tj. można je przedstawić w postaci
tutaj i są kątami odchylenia odpowiednio przedniej i tylnej powierzchni nośnej; i są wartościami i przy; , - pochodne cząstkowe współczynników względem kątów i, wzięte w.
Wartości dla bezzałogowych statków powietrznych są w większości przypadków bliskie zeru, więc nie są dalej rozważane. Tylne powierzchnie nośne służą jako elementy sterujące.
Wyznaczanie współczynnika
znajdźmy pochodną:
Przy małych kątach natarcia i for, możemy założyć, wówczas równość (2) przyjmuje formę. Wyobraźmy sobie siłę normalną samolotu jako sumę trzech wyrazów
z których każdy można wyrazić poprzez odpowiedni współczynnik siły normalnej:
Dzieląc równość (3) wyraz po wyrazie i usuwając pochodną względem, otrzymujemy w punkcie 0
Gdzie; - współczynniki opóźnienia przepływu;
; ; - względne powierzchnie części samolotów.
Rozważmy bardziej szczegółowo ilości zawarte po prawej stronie równości (4).
Pierwszy człon uwzględnia siłę normalną własną kadłuba, a przy małych kątach natarcia jest ona równa sile normalnej izolowanego kadłuba (bez uwzględnienia wpływu powierzchni nośnych)
Drugi termin charakteryzuje siłę normalną wytworzoną przez przednią powierzchnię nośną i przyłożoną częściowo do konsol, a częściowo do nadwozia w strefie ich oddziaływania. Wielkość tej siły wyraża się w przeliczeniu na siłę normalną izolowanych skrzydeł (tj. skrzydeł złożonych z dwóch wsporników) za pomocą współczynnika interferencji k:
Ilości i kI oblicza się według liczby Macha.
Trzeci człon wyrażenia (4) jest podobny do drugiego. Jedyną różnicą jest to, że przy określaniu kąta natarcia tylnej powierzchni nośnej należy uwzględnić średni kąt skosu przepływu powodowanego przez przednią powierzchnię nośną: . Przy małych kątach natarcia zależność jest bliska liniowej. W takim przypadku pochodną można wyrazić jako
Wszystkie wielkości zawarte w (5) są obliczane według liczby Macha.
Poniżej znajdują się tabele z parametrami geometrycznymi wszystkich składniki rakiety.
1.2 Podstawowe parametry geometryczne części samolotów (AGM-158 Jassm)
Tabela skrzydłowa 2
Główne cechy geometryczne skrzydła: |
|||
Przeznaczenie |
Nazwa |
||
akord skrzydła |
|||
akord końcowy |
|||
akord boczny |
|||
akord główny |
|||
obszar planu skrzydła |
|||
rozpiętość skrzydeł z częścią brzuszną |
|||
przedłużenie skrzydła z częścią brzuszną |
|||
zwężenie skrzydła wraz z częścią brzuszną |
|||
rozpiętość skrzydeł |
|||
obszar konsoli w rzucie |
|||
bav.k=Sk/lk |
oznacza cięciwę geometryczną konsol skrzydłowych |
||
zwężenie konsol skrzydłowych |
|||
kąt odchylenia krawędzi natarcia skrzydła |
|||
Kąt odchylenia skrzydła (wzdłuż czwartej linii cięciwy) |
Obudowa Tabela 3
Główne cechy geometryczne izolowanej obudowy: |
|||
Przeznaczenie |
Nazwa |
||
średnica w środkowej części |
|||
długość kadłuba |
|||
długość głowy |
|||
długość części cylindrycznej |
|||
długość rufy |
|||
dolna średnica cięcia |
|||
półkąt na wierzchołku stożka głowy |
|||
przedłużenie korpusu (kadłub) |
|||
przedłużenie głowy |
|||
wydłużenie części cylindrycznej |
|||
przedłużenie rufy |
|||
obszar środkowej części |
|||
obszar głowy |
|||
cylindryczna powierzchnia |
|||
powierzchnia boczna rufy |
|||
zwężenie rufy |
Tabela upierzenia 4
1.3 Wyznaczanie współczynników siły nośnej izolowanych elementów samolotu (AGM-158 Jassm)
Izolowane skrzydło.
Przy małych kątach natarcia współczynnik siły nośnej płaskich nieskręconych skrzydeł o symetrycznym profilu określa się ze wzoru:
Pochodna cząstkowa zależy od liczby M oraz od kształtu skrzydeł w rzucie, charakteryzującego się zwężeniem i kątem odchylenia.
Zgodnie z teorią liniową pochodną wyznacza się za pomocą następujących zależności funkcjonalnych:
Ze wzoru 9 znajdujemy przy M=0,3 i M=0,95:
Izolowany korpus (kadłub).
Podczas opływania kadłuba zamontowanego pod pewnym dodatnim kątem natarcia siła Y pojawia się normalnie do osi kadłuba.Rozkład ciśnienia wzdłuż przedniej części kadłuba wytwarza siłę dodatnią, wzdłuż części rufowej - siłę ujemną, oraz siła normalna działająca na część cylindryczną zgodnie z teorią subtelne ciała równy zeru. Oznacza się pochodną współczynnika aerodynamicznego tej siły względem kąta natarcia.
Wyniki badań w tunelu aerodynamicznym serii modeli korpusów wirujących stanowiących połączenie części stożkowej z cylindryczną wykazały, że wartość tę można przedstawić za pomocą następującej zależności funkcjonalnej:
W przepływie poddźwiękowym, niezależnie od kształtu części czołowej, pochodna jest równa:
Ze wzoru 11 znajduję dla M=0,3 i M=0,95:
Izolowane upierzenie.
Opływ ogona, umiejscowiony w części ogonowej samolotu, ma pewne cechy w porównaniu z opływem skrzydeł, ze względu na to, że usterzenie to znajduje się w strefie przepływu utrudnianej przez skrzydła i korpus.
Średni współczynnik hamowania przepływowego na ogonie:
Kop=qop/q (12)
gdzie qop jest ciśnieniem prędkości przepływu w obszarze upierzenia; q jest ciśnieniem prędkości nadchodzącego przepływu.
Dla samolot W normalnym schemacie (samolotowym) współczynnik ten zależy od położenia ogona względem korpusu i skrzydeł i waha się w granicach: Kop=0,85…1,00. Jeżeli ogon znajduje się poza śladem aerodynamicznym skrzydła, wówczas Kop=1.
Su a.op=Kop (Kaa)op(1-) (13)
Aby obliczyć charakterystykę cienkiego płaskiego ogona, mającego w rzucie trójkątny kształt, z poddźwiękowymi przednimi krawędziami ogona, możesz użyć wzoru:
gdzie E(k) jest całką eliptyczną drugiego rodzaju z parametrem:
Wartość E(k) całek eliptycznych:
Ze wzoru 14 znajdujemy wartość przy M=0,3 i M=0,95:
Podstawiając wartości współczynników aerodynamicznych do wyrażenia 4, otrzymujemy całkowitą wartość:
Teraz wartość siły nośnej znajdujemy za pomocą wzoru:
1.4 Moment pochylenia
Badając momenty sił działających na samolot, w szczególności momenty pochylenia, będziemy korzystać z powiązanego układu współrzędnych 0x1y1z1. Moment pochylający lub moment wzdłużny powodowany jest przez siły aerodynamiczne i reakcje. Rozważając moment sił aerodynamicznych wygodnie jest wprowadzić pojęcie współczynnika bezwymiarowego
Wielkość momentu aerodynamicznego przy danej prędkości lotu i wysokości zależy od wielu czynników, a przede wszystkim od G la kąty ataku i odchylenia elementów sterujących. Ponadto na wielkość momentu obrotowego wpływa prędkość kątowa obrotu samolotu , a także szybkość zmian kąta natarcia i wychylenia sterów, charakteryzująca się pochodnymi I . T A w ten sposób
(18)
W przypadku małych wartości argumentów wyrażenie (18) można przedstawić jako funkcję liniową
(19)
Gdzie I itp. - częściowe pochodne momentu pochylającego względem Z oo T odpowiednie parametry.
Bezwymiarowy współczynnik momentu jest funkcją wyłącznie parametrów bezwymiarowych. Ponieważ wielkości i mają wymiar I/s, zamiast nich wprowadza się bezwymiarową prędkość kątową i bezwymiarowe pochodne . Ogólne wyrażenie współczynnika momentu wzdłużnego dla małych wartości parametrów itp. wygląda jak
(20)
Aby uprościć rejestrację wielkości zawartych w wyrażeniach (18) i (19), indeks „I” będzie w przyszłości pomijany. Dodatkowo w zapisie pochodnych cząstkowych pominiemy myślniki
Moment pochylenia o godz
Rozważmy wielkość aerodynamicznego momentu wzdłużnego działającego na samolot, pod warunkiem, że prędkość kątowa, kąt natarcia i kąt wychylenia sterów pozostają stałe w czasie.
Wprowadźmy pojęcie środka ciśnienia samolotu. Środek ciśnienia to punkt na osi podłużnej 0x1, przez który przechodzą wypadkowe siły aerodynamiczne.
Moment sił aerodynamicznych względem środka ciśnienia można wyrazić jako i współczynnik momentu
(21)
tutaj jest współrzędna środka ciężkości samolotu, jest współrzędną środka ciśnienia (raport sporządzany jest z nosa ciała).
Przez analogię do koncepcji środka nacisku całego statku powietrznego wprowadzamy także pojęcie środków nacisku jego części jako punktów przyłożenia sił normalnych wytwarzanych przez te części.
Z warunku równowagi, który mamy
(22)
Stąd znajdujemy wyrażenie dla:
(23)
(24)
Przy małych kątach natarcia i kątach wychylenia steru wygodnie jest zastosować koncepcję aerodynamicznych punktów ogniskowych samolotu. Ognisko statku powietrznego pod względem kąta natarcia to punkt przyłożenia tej części normalnej siły, która jest proporcjonalna do kąta natarcia (tj.). Wówczas przy sterowaniu stałym moment sił aerodynamicznych względem osi 0z1 przechodzącej przez ognisko nie zależy od kąta natarcia. Podobnie można wykazać, że moment skupienia nie zależy od i moment skupienia nie zależy od.
Korzystając z koncepcji ognisk aerodynamicznych, możemy zapisać następujące wyrażenie na współczynnik momentu pochylenia samolotu przy małych kątach oraz:
(25)
Gdzie,
,
.
W tych wyrażeniach są współrzędne ognisk wzdłuż i.
Ze wzoru 21 znajdujemy moment pochylający przy M=0,3 i M=0,95:
1.5 Wyznaczanie momentu bezwładności
Moment bezwładności rakiety „AGM-158 Jassm” oblicza się ze wzoru:
Wniosek do sekcji
W tej części wyznaczono wszystkie parametry geometryczne rakiety powietrze-ziemia „AGM-158 Jassm”. Znaleziono także współczynniki siły nośnej, winda oraz moment bezwładności tego statku powietrznego w dwóch trybach lotu przy M=0,3 i M=0,95.
2. Opis problemu
2.1 Cel systemu stabilizacji
System stabilizacji statku powietrznego nazywany jest zwykle zespołem urządzeń (w tym samym statkiem powietrznym jako obiektem sterowania) umieszczonymi na pokładzie statku powietrznego i przeznaczonymi do korygowania charakterystyk dynamicznych statku powietrznego oraz programowej zmiany niektórych jego współrzędnych kątowych (najczęściej kątów przechylenie, przechylenie i odchylenie).
W skład systemu stabilizacji wchodzą siłowniki (siłowniki sterujące statkiem powietrznym), czujniki informacji o stanie statku powietrznego (pomiar prędkości kątowych, kątów i przyspieszeń normalnych), a także różne urządzenia przetwarzające wzmocnienie, które realizują sprzężenie zwrotne na tych współrzędnych. Czujniki i sprzęt informacyjny informacja zwrotna nazywa się autopilotem, dlatego zwyczajowo mówi się, że system stabilizacji składa się z statku powietrznego z siłownikami sterującymi, jako obiektu sterującego, oraz autopilota.
System stabilizacji statku powietrznego jest podsystemem systemu sterowania statkiem powietrznym wyższego szczebla hierarchicznego – systemem naprowadzania.
Zazwyczaj zwrotny bezzałogowy statek powietrzny jest stabilizowany względem wszystkich trzech osi współrzędnych. Ponieważ na statek powietrzny działają zakłócające siły i momenty, system stabilizacji musi być systemem automatycznego sterowania typ zamknięty. W takich układach stabilizacja odbywa się poprzez tworzenie momentów kontrolnych mających na celu wyeliminowanie powstałego błędu.
Zapiszmy funkcje przenoszenia samolotu a12+a11a42 podczas ruchu w płaszczyźnie pionowej.
Jak wiadomo, proces redukcji funkcji przenoszenia statku powietrznego do postaci łączy standardowych wyznaczany jest znakiem sumy a12+a11a42.
Dla stabilnego samolotu o konwencjonalnej konstrukcji (a12+a11a42>0) funkcje przenoszenia mają postać:
gdzie k jest współczynnikiem przenikania;
Stała czasowa T0;
Względny współczynnik tłumienia.
Dla niestabilnego statku powietrznego (a12+a11a42<0)
Główne wnioski, do których prowadzi analiza zredukowanych funkcji przenoszenia w zależności od warunków lotu.
1. Dla tego samego statku powietrznego w różnych trybach lotu współczynniki dynamiczne zmieniają się dziesiątki, a nawet (w niektórych przypadkach) setki razy.
2. Z reguły determinującymi trybami lotu są te, które charakteryzują się maksymalnymi i minimalnymi wartościami ciśnienia prędkości.
3. Współczynniki a13, a44 i są maksymalne przy maksymalnych wartościach ciśnienia prędkości i minimalne przy minimalnych wartościach ciśnienia prędkości.
4. Dla samolotów wysokoenergetycznych, w których rezerwa paliwa osiąga 50% lub więcej masy startowej, przy różnych trybach lotu tego samego statku powietrznego, ze względu na istotne zmiany ustawienia, współczynnik stabilności statycznej mz może być dodatni lub ujemny . Z reguły w miarę zużywania się paliwa ustawienie samolotu przesuwa się do przodu (patrz rys. 3), a zatem zwiększa się margines stabilności.
5. Dla dużej liczby modów wartość współczynnika tłumienia własnego statku powietrznego jest niewielka i waha się w granicach 0,05...0,2.
Zatem statek powietrzny jako obiekt sterowania jest zbiorem połączeń dynamicznych (połączenie oscylacyjne, połączenie oscylacyjne z różniczkowaniem rzeczywistym, aperiodyczne z niestabilnością), charakteryzujące się dużym rozrzutem wszystkich współczynników dynamicznych (współczynników wzmocnienia i stałych czasowych), słabym tłumieniem drgań własnych oscylacje i, w niektórych przypadkach, niestabilność statyczna. Dlatego do zbudowania wymaganych charakterystyk stabilności i sterowalności potrzebny jest układ automatycznej stabilizacji, którego synteza jest przedmiotem niniejszej pracy.
2.2 Wymagania dotyczące układu stabilizacji
Wymagania stawiane systemowi stabilizacji są typowe dla systemów śledzących: muszą one szybko i dokładnie przetwarzać sygnały dostarczane na ich wejście. Ponadto muszą szybko i dokładnie przeciwdziałać zakłóceniom. Zazwyczaj parametry te charakteryzują się czasem przejściowym, przeregulowaniem, porządkiem astatycznym i błędami statycznymi.
Istotna jest niewrażliwość systemu na zmiany parametrów zarówno samego produktu (zmiany charakterystyk statycznych i dynamicznych), jak i pozostałych bloków układu stabilizacji: czujników (system nawigacji), elementów wykonawczych (układ kierowniczy, stery), itp. Ponadto system stabilizacji musi działać na wszystkich odcinkach trajektorii, we wszystkich trybach prędkości itp. Ta właściwość systemów sterowania jest czasami nazywana „solidnością” lub „chropowatością” systemu. Właściwość ta jest na tyle ważna, że aby ją zapewnić, szybkość i dokładność systemu można zredukować do pewnego poziomu.
Systemy sterowania zwykle podlegają wymaganiom dotyczącym marginesów stabilności w fazie i amplitudzie. Rezerwy te w pewnym sensie zapewniają solidność systemu. Oczywiste jest, że wcześniej określone wymagania dotyczące dokładności i wytrzymałości mogą zostać spełnione przez system posiadający niezbędne marginesy stabilności. Jeśli zostanie to w jakiś sposób zweryfikowane (na przykład za pomocą modelowania matematycznego), wówczas nie jest konieczne ocenianie marginesów stabilności w fazie i amplitudzie, chociaż jest to pożądane.
Układy nieliniowe, takie jak układ stabilizacji, charakteryzują się występowaniem samooscylacji. Ograniczenia dotyczą także samooscylacji. Z reguły jest to ograniczenie amplitudy i częstotliwości nie tylko parametrów ruchu samego produktu, ale także wszystkich urządzeń obwodu stabilizującego. Na przykład w pewnych warunkach stery rakiety mogą samoczynnie oscylować ze znaczną amplitudą i częstotliwością, a sam produkt będzie poruszał się niemal liniowo. Chociaż w tym przypadku wymagania dotyczące dokładności trajektorii nie zostaną naruszone, mechaniczna część napędu kierowniczego ulegnie zużyciu i może ulec awarii.
Wymagania dotyczące marginesów stabilności i jakości kontroli
System zamknięty musi być stabilny z marginesami stabilności:
W fazie: 30°? 80°
Według amplitudy: ?Lm? 6dB.
Czas procesu przejścia nie przekracza 1,5 s.
Przekroczenie - nie więcej niż 12%.
2.3 Tworzenie danych początkowych
Samolot:
Aerodynamiczna konstrukcja jest „bezogonowa”;
Prędkość lotu Vmax=314 m/s, Vmin=33 m/s;
Waga m=1050 kg;
Powierzchnia skrzydła S=0,564 m2;
skrzydło MAR ba=0,235 m;
Część środkowa kadłuba D=0,55 m;
Moment bezwładności Jz=39,7 kg.m2
System stabilizacji:
Przeznaczenie |
Nazwa |
1. tryb |
Drugi tryb |
|
Prędkość zamachu |
||||
Prędkość |
||||
Przełożenie |
||||
Stała czasowa |
||||
Współczynnik tłumienia |
||||
współczynnik LA |
||||
Siła podnoszenia |
Zatem funkcja przenoszenia wolnego statku powietrznego będzie miała następującą postać:
Przekładnia kierownicza:
Funkcja przenoszenia RP będzie miała następującą postać:
Wniosek do sekcji
W tej części wygenerowano dane do dalszej syntezy układu stabilizacji, a mianowicie uzyskano funkcje przenoszenia samolotu w dwóch modach lotu oraz uzyskano funkcję przenoszenia RP.
3. Synteza układu stabilizującego
3.1 System stabilizacji bez RP
3.1.1 Stabilizacja kąta pochylenia
Ryc.2. Schemat strukturalny
Złóżmy ten schemat blokowy dla pierwszego trybu lotu w środowisku modelowania Simulink
Rys.3 Wstępny schemat blokowy układu stabilizacji kąta pochylenia dla trybu 1
W tym układzie kv=8, µz=0,35. Skonstruujmy logarytmiczną odpowiedź amplitudowo-częstotliwościową systemu z tymi parametrami
Ryc.4. LFC układu stabilizacji o parametrach kv=8, µz=0,35 dla trybu 1 (otwartego)
Rys.5 Przejściowy proces układu stabilizacji o parametrach kv=8, µz=0,35 dla trybu 1
Ryc.6. LFC układu stabilizacji o parametrach kv=8, µz=0,35 dla trybu I
Złóżmy teraz schemat blokowy dla drugiego trybu lotu w środowisku modelowania Simulink
Ryc.7. Wstępny schemat blokowy układu stabilizacji kąta pochylenia dla trybu 2
W tym układzie kv=0,5, µz=0,02. Skonstruujmy logarytmiczną odpowiedź amplitudowo-częstotliwościową systemu z tymi parametrami
Ryc.8. LFC układu o parametrach kv=0,5, µz=0,02 dla trybu II (otwartego)
Skonstruujmy proces przejściowy i LAPFC systemu z zamkniętą pętlą
Ryc.9. Proces przejściowy układu stabilizacji o parametrach kv=0,5, µz=0,02 dla trybu II
Rys. 10 LFC układu o parametrach kv=0,5, µz=0,02 dla trybu II
3.1.2 Stabilizacja wysokości poprzez obwód kontroli pochylenia
Ryc. 11. Schemat strukturalny
Złóżmy ten schemat blokowy dla pierwszego trybu lotu w środowisku modelowania Simulink.
Ryc. 12. Wstępny schemat blokowy układu stabilizacji wysokości dla trybu 1
W tym układzie kn=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35. Skonstruujmy logarytmiczną odpowiedź amplitudowo-częstotliwościową systemu z tymi parametrami
Ryc. 13. LFC układu stabilizacji o parametrach kn=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35 dla trybu 1 (otwarty)
Rys. 14 Przejściowy proces układu stabilizacji o parametrach kн=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35 dla stanu 1
Ryc. 15. LFC układu stabilizacji o parametrach kn=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35 dla trybu 1
Złóżmy teraz schemat blokowy dla drugiego trybu lotu w środowisku modelowania Simulink:
Ryc. 16. Wstępny schemat blokowy układu stabilizacji wysokości dla trybu 2
W tym układzie kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02. Skonstruujmy logarytmiczną odpowiedź amplitudowo-częstotliwościową systemu z tymi parametrami.
Ryc. 17. LFC układu o parametrach kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02 dla trybu 2 (otwarty)
Skonstruujmy proces przejściowy i LAPFC systemu z zamkniętą pętlą
Ryc. 18. Proces przejściowy układu stabilizacji o parametrach kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02 dla trybu II
Rys. 19 LFC układu o parametrach kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02 dla trybu II
3.2 Napęd kierowniczy układu stabilizacji
Jako napęd kierowniczy wybierzemy elektromechaniczny napęd kierowniczy, ponieważ nie wymaga on rutynowej konserwacji i nie zawiera uszczelek gumowych, których działanie należy sprawdzić w elektrohydraulicznych napędach kierowniczych.
W elektromechanicznych napędach sterujących można zmieniać jedynie współczynnik jakości, ponieważ stałe czasowe Tm, Tya są określone przez parametry wybranego silnika elektrycznego. W tej pracy wybieramy silnik elektryczny z magnesami ziem rzadkich.
Rys.20 Schemat blokowy RP
W tym układzie D=72, ky=200, kos=0,3, kum=0,12. Skonstruujmy logarytmiczną odpowiedź amplitudowo-częstotliwościową systemu z tymi parametrami
Ryc.21. LACCH RP (system z otwartą pętlą)
Z rysunku 21 jasno wynika, że system spełnia wymagane marginesy stabilności. Margines amplitudy wynosi 32,4 dB, margines fazy wynosi 49,7 stopnia.
Zbudujmy proces przejściowy RP o parametrach: D=72, ky=200, kos=0,3, kum=0,12
Ryc.22. Przejściowy proces RP
Czas przejściowy wynosi 0,035 s.
RP:
Ryc.23. LACHH RP
RP ze współczynnikiem jakości 180
Schemat blokowy RP:
Ryc.24. Schemat blokowy RP
W tym układzie D=180, ky=500, kos=0,3, kum=0,12. Skonstruujmy logarytmiczną odpowiedź amplitudowo-częstotliwościową systemu z następującymi parametrami:
Ryc.25. LACCH RP (system z otwartą pętlą)
Z rysunku 25 jasno wynika, że system spełnia wymagane marginesy stabilności. Margines amplitudy wynosi 24,4 dB, margines fazy wynosi 32,1 stopnia.
Teraz zamknijmy system:
Zbudujmy proces przejściowy RP o parametrach: D=180, ky=500, kos=0,3, kum=0,12
Ryc.26. Przejściowy proces RP
Czas przejściowy wynosi 0,029 s.
Obliczmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową RP
Ryc.27. LACHH RP
Z wykresów jasno wynika, że systemy są stabilne i odpowiadają jakości specyfikacji. Dlatego ta przekładnia kierownicza może być wykorzystana do układu stabilizacji.
3.3 Układ stabilizacji z RP.
3.3.1 System stabilizacji kąta nachylenia z RP
RP ze współczynnikiem jakości 72.
Schemat blokowy układu stabilizacji kąta nachylenia z RP dla I trybu lotu kv=8, µz=0,35, D=72:
Ryc.28. Schemat blokowy układu stabilizacji kąta pochylenia z RP dla trybu 1
Obliczmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową
Ryc.29. LACCH SSt z RP (system otwartej pętli) dla pierwszego trybu
Z rysunku 29 jasno wynika, że system spełnia wymagane marginesy stabilności. Margines amplitudy wynosi 6,77 dB, margines fazy wynosi 67,3 stopnia.
Zbudujmy proces przejściowy SST z RP i parametrami, kv=8, µz=0,35, D=72:
Ryc.30. Proces przejścia SST z RP (y=5,81%) do pierwszego trybu
Czas przejściowy wynosi 0,365 s.
Przekroczenie 5,81%.
Ustalmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową SST z RP i parametrami, kv=8, µz=0,35, D=72
Ryc.31. LACCH SSt z RP dla pierwszego trybu
Schemat blokowy układu stabilizacji kąta nachylenia z RP dla II trybu lotu kv=0,5, µz=0,02, D=72
Ryc.32. Schemat blokowy układu stabilizacji kąta pochylenia z RP dla trybu 2
Obliczmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową
Ryc.33. LACCH SSt z RP (system otwartej pętli) dla drugiego trybu
Z rysunku 33 jasno wynika, że system spełnia wymagane marginesy stabilności. Margines amplitudy wynosi 4,49 dB, margines fazy wynosi 103 stopnie.
Zbudujmy proces przejścia SST z RP i parametrami, kv=0,5, µz=0,02, D=72
Ryc.34. Proces przejściowy SST z RP (y=0%) dla drugiego trybu
Czas przejściowy wynosi 0,517 s.
Przekroczenie 0%.
Ustalmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową SST z RP i parametrami, kv=0,5, µz=0,02, D=72
Ryc.35. LACCH SSt z RP dla drugiego trybu
System jest stabilny, wymagania specyfikacji technicznych nie są spełnione (mały margines amplitudy).
RP ze współczynnikiem jakości 180.
Schemat blokowy układu stabilizacji kąta nachylenia z RP dla I trybu lotu kv=8, µz=0,35, D=180
Ryc.36. Schemat blokowy układu stabilizacji kąta pochylenia z RP dla trybu 1
Obliczmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową
Rys. 37 LFC SSt z RP (system z otwartą pętlą) dla pierwszego trybu
Z rysunku 37 jasno wynika, że system spełnia wymagane marginesy stabilności. Margines amplitudy wynosi 14,9 dB, margines fazy wynosi 70,2 stopnia.
Zbudujmy proces przejścia SST z RP i parametrami, kv=8, µz=0,35, D=180
Ryc.38. Przejściowy proces SST z RP (y=0%) dla pierwszego trybu
Czas przejściowy wynosi 0,386 s.
Przekroczenie 0%.
Ustalmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową SST z RP i parametrami, kv=8, µz=0,35, D=180:
Ryc.39. LACCH SSt z RP dla pierwszego trybu
System jest stabilny, wymagania specyfikacji technicznych są spełnione.
Schemat blokowy układu stabilizacji kąta nachylenia z RP dla II trybu lotu kv=0,5, µz=0,02, D=180
Rys.40 Schemat blokowy układu stabilizacji kąta pochylenia z RP dla trybu 2
Obliczmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową
Rys.41 LFC SSt z RP (system z otwartą pętlą) dla drugiego trybu
Z rysunku 41 jasno wynika, że system spełnia wymagane marginesy stabilności. Margines amplitudy wynosi 13,1 dB, margines fazy wynosi 106 stopni.
Zbudujmy proces przejścia SST z RP i parametrami, kv=0,5, µz=0,02, D=180
Ryc.42. Proces przejściowy SST z RP (y=0%) dla drugiego trybu
Czas przejściowy wynosi 0,529 s.
Przekroczenie 0%.
Ustalmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową SST z RP i parametrami, kv=0,5, µz=0,02, D=180
Rys. 43. LFC SSt z RP dla drugiego trybu
System jest stabilny, wymagania specyfikacji technicznych są spełnione.
3.3.2 System stabilizacji wysokości z RP
RP ze współczynnikiem jakości 72.
Schemat blokowy układu stabilizacji wysokości z RP dla I trybu lotu kn=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35, D=72
Ryc.44. Schemat blokowy układu stabilizacji wysokości z RP dla trybu 1
Obliczmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową
Rys. 45. LFC SSt z RP (system otwartej pętli) dla pierwszego trybu
Z rysunku 45 jasno wynika, że system spełnia wymagane marginesy stabilności. Margines amplitudy wynosi 11,9 dB, margines fazy wynosi 62,5 stopnia.
Zbudujmy proces przejścia SST z RP i parametrami, kн=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35, D=72
Rys. 46. Proces przejścia SST z RP (y=4,2%) dla pierwszego trybu
Czas przejściowy wynosi 0,565 s.
Przekroczenie 4,2%.
Ustalmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową SST za pomocą RP i parametrów, kн=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35, D=72
Rys.47 LFC SSt z RP dla pierwszego trybu
System jest stabilny, wymagania specyfikacji technicznych są spełnione.
Schemat blokowy układu stabilizacji wysokości z RP dla II trybu lotu kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02, D=72
Ryc.48. Schemat blokowy układu stabilizacji wysokości z RP dla trybu 2
Obliczmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową
Ryc.49. LACCH SSt z RP (system otwartej pętli) dla drugiego trybu
Z rysunku 49 jasno wynika, że system spełnia wymagane marginesy stabilności. Margines amplitudy wynosi 12,1 dB, margines fazy wynosi 70,7 stopnia.
Zbudujmy przejściowy proces SST z RP i parametrami, kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02, D=72:
Ryc.50. Proces przejściowy SST z RP (y=0%) dla drugiego trybu
Czas przejściowy wynosi 0,353 s.
Przekroczenie 0%.
Ustalmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową SST z RP i parametrami, kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02, D=72
Ryc.51. LACCH SSt z RP dla drugiego trybu
System jest stabilny, wymagania specyfikacji technicznych są spełnione.
RP ze współczynnikiem jakości 180.
Schemat blokowy układu stabilizacji wysokości z RP dla I trybu lotu kn=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35, D=180
Rys. 52. Schemat blokowy układu stabilizacji wysokości z RP dla trybu 1
Ryc.53. LACCH SSt z RP (system otwartej pętli) dla pierwszego trybu
Z rysunku 53 jasno wynika, że system spełnia wymagane marginesy stabilności. Margines amplitudy wynosi 11,7 dB, margines fazy wynosi 62,5 stopnia.
Zbudujmy proces przejścia SST z RP i parametrami, kн=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35, D=180
Ryc.54. Proces przejścia SST z RP (y=4,17%) do pierwszego trybu
Czas przejściowy wynosi 0,561 s.
Przekroczenie 4,17%.
Ustalmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową SST za pomocą RP i parametrów, kн=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35, D=180
Ryc.55. LACCH SSt z RP dla pierwszego trybu
System jest stabilny, wymagania specyfikacji technicznych są spełnione.
Schemat blokowy układu stabilizacji wysokości z RP dla II trybu lotu kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02, D=180
Ryc.56. Schemat blokowy układu stabilizacji wysokości z RP dla trybu 2
Ustawmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową:
Ryc.57. LACCH SSt z RP (system otwartej pętli) dla drugiego trybu
Z rysunku 57 jasno wynika, że system spełnia wymagane marginesy stabilności. Margines amplitudy wynosi 12,3 dB, margines fazy wynosi 70,9 stopnia.
Zbudujmy proces przejściowy SST z RP i parametrami, kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02, D=180
Ryc.58. Proces przejściowy SST z RP (y=0%) dla drugiego trybu
Czas przejściowy wynosi 0,348 s.
Przekroczenie 0%.
Ustalmy logarytmiczną charakterystykę amplitudowo-częstotliwościową SST z RP i parametrami, kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02, D=180
Ryc.59. LACCH SSt z RP dla drugiego trybu
3.4 Obliczanie mocy silnika i przełożeń skrzyni biegów IM
3.4.1 Wyznaczanie mocy silnika
Do projektowania toru energetycznego wykorzystamy warunek spełnienia trybów pracy napędu określonych w specyfikacjach technicznych. W tym celu konieczne i wystarczające jest, aby IIMX obejmował wszystkie punkty stanu dynamicznego siłownika.
Dane techniczne zapewniają następujące tryby pracy:
Biorąc pod uwagę współczynnik bezpieczeństwa:
3.4.2 Wybór silnika
Wybierzmy silnik z katalogu Parkera. Do tego projektu nadaje się silnik bezramowy K089300-4Y.
3.4.3 Wyznaczanie przełożenia skrzyni biegów
Z powyższych warunków określamy zakres przełożeń:
Wybieramy ze względów projektowych.
Zgodnie ze specyfikacją techniczną istnieją ograniczenia co do wymiarów napędu, bez zastosowania specjalnych rozwiązań konstrukcyjnych nie będzie możliwe zbudowanie skrzyni biegów o tak dużym przełożeniu. Problem ten można rozwiązać w następujący sposób: podzielić skrzynię biegów na dwa etapy. W tym przypadku pierwszy stopień jest połączony z silnikiem, to znaczy wał silnika jest jednocześnie wałem wejściowym pierwszego stopnia. Elementem wyjściowym tego stopnia jest separator, który płynnie przechodzi do wału kolejnego stopnia. Do wału przymocowany jest na sztywno generator fal, który przekazuje ruch do separatora łącza wyjściowego. Zatem część mechaniczna napędu składa się z silnika elektrycznego, pierwszego stopnia i stopnia wyjściowego.
3.5 Wybór elementów
3.5.1 Silnik Parkera 089300-4Y
Na rysunkach przedstawiono ogólny widok silnika i jego podzespołów.
Rys.60 Ogólny widok przekroju poprzecznego silnika
Główne parametry:
Wymiary geometryczne Parker 089300-4Y
Rys.61 Stojan
Rys.62 Wirnik
Długość stosu, mm |
|||||||||||
Charakterystykę mechaniczną silnika Parker 089300-4Y oraz punkt pracy pokazano na rysunku 63.
Ryc.63. Charakterystyka mechaniczna silnika Parker 089300-4Y
gdzie ciągłe to długotrwałe tryby pracy, przerywane to krótkotrwałe tryby pracy.
3.5.2 Czujnik sprzężenia zwrotnego
Jako DOS wybierzemy indukcyjny czujnik kąta DU-50-25 firmy JSC Concern TsNII Elektropribor, który posiada następujące właściwości:
Znamionowe napięcie zasilania, V |
||
Znamionowa częstotliwość napięcia zasilania, kHz |
||
Zakres częstotliwości roboczej, kHz |
||
Elektryczny współczynnik redukcji |
||
Błąd konwersji kąta, ang. nie więcej niż sekundy |
||
Pobór prądu, A, nie więcej |
||
Maksymalne napięcie wyjściowe, V, nie mniej |
||
Resztkowe pole elektromagnetyczne, mV |
||
przesunięcie fazowe napięcia wyjściowego względem wejścia, |
||
Waga, kg, nie więcej |
Całkowite wymiary montażowe i przyłączeniowe indukcyjnego czujnika kąta DU-50-25 przedstawiono na rysunku 64.
Ryc.64. Ogólne wymiary montażowe i przyłączeniowe indukcyjnego czujnika kąta DU-50-25.
Wymagania dotyczące miejsca montażu indukcyjnego czujnika kąta DU-50-25 przedstawiono na rysunku 65.
Ryc.65. Wymagania dotyczące miejsca montażu indukcyjnego czujnika kąta DU-50-25.
3.6 Obliczanie gabarytów łączy IM
Stosujemy skrzynię biegów opartą na transmisji fal.
Wstępne dane do projektu skrzyni biegów:
Schemat projektowy przenoszenia fal pokazano na rysunku 66.
Ryc.66. Schemat strukturalny przenoszenia fal: 1. generator fal, 2 - separator, 3 - elementy toczne, 4 - koło sztywne
Ustaliliśmy już przełożenie niezbędne do działania napędu, teraz pozostaje wybrać sposób podziału go na dwa etapy. Zgodnie z projektem okazuje się, że długość stopnia wyjściowego jest znacznie większa niż długość pierwszego, a jeśli przełożenie stopnia wyjściowego będzie zbyt duże, wówczas pierwszy stopień będzie miał zbyt duże obciążenie, co będzie nie wytrzyma ze względu na swoje małe wymiary. Jeśli przyjmiemy, że przełożenie stopnia wyjściowego jest małe, wówczas wymiary tego stopnia znacznie wzrosną ze względu na wzrost rzędów elementów tocznych. Dochodzimy więc do wniosku: optymalne byłoby podzielenie przełożenia w przybliżeniu na połowę.
Z rozważań projektowych i ocen ekspertów dla wymaganego q=150 zdecydowano się zastosować układ dwustopniowy z przełożeniami dla stopnia wyjściowego i stopnia pośredniego.
3.6.1 Obliczanie stopnia wyjściowego.
Dane wejściowe do projektowania stopnia wyjściowego:
gdzie M to maksymalny moment obciążenia, n to liczba rzędów elementów tocznych, to współczynnik charakteryzujący wzrost dopuszczalnego momentu przy zastosowaniu rolek. Do rolek.
Ostateczną wartość przyjmujemy jako najbliższą większą zgodnie z GOST 25255-82.
Wyznaczmy podstawowe zależności geometryczne przenoszenia fali od toczących się ciał:
Grubość separatora,
średnica rolki,
Średni promień separatora
Ryż. 67. Podstawowe wymiary geometryczne przenoszenia fal przez ciała toczące się
Istnieją także zależności dla średnicy zewnętrznej i wewnętrznej D i d oraz długości przekładni L:
3.6.2 Obliczanie etapu pośredniego.
Wstępne dane do projektowania stopnia pośredniego:
Wyznaczmy liczbę toczących się ciał w rzędzie:
gdzie jest liczbą toczących się ciał w rzędzie.
Jako korpusy toczne wybierzemy rolki dla większej nośności.
Liczba rzędów rolek w przekładni
Minimalną średnicę rolek określa wzór:
gdzie M to maksymalny moment obciążenia (w tym przypadku), n to liczba rzędów elementów tocznych, to współczynnik charakteryzujący wzrost dopuszczalnego momentu przy zastosowaniu rolek. Do rolek.
Wartość końcową przyjmujemy jako najbliższą większą zgodnie z GOST.
Wyznaczmy podstawowe zależności geometryczne przenoszenia fali przez toczące się ciała (patrz rys. 70):
Wewnętrzny promień okręgu wzdłuż zagłębień koła sztywnego,
Mimośrodowość dysku generatora fal,
Grubość separatora,
średnica rolki,
Szczelina pomiędzy separatorem a występami sztywnego koła oraz pomiędzy separatorem a tarczą formującą falę,
H - grubość ścianki generatora fal (sztywne koło),
Średnica dysku generatora fal
Średni promień separatora
Obliczmy wszystkie niezbędne wymiary geometryczne, korzystając z powyższych wzorów.
3.7 Opis konstrukcji i zasady działania
Montaż tej konstrukcji odbywa się w następującej kolejności (patrz rysunek złożeniowy): Mimośrodowy PC (8) mocuje się do wału (7) za pomocą wpustów (39), następnie łożysko bez bieżni wewnętrznej GOST 5377-79 (14 ) jest montowany na mimośrodzie i zabezpieczony pierścieniem mimośrodowym (9), który z kolei mocuje się do wału za pomocą kluczy. Tę samą operację wykonujemy z drugim łożyskiem, mimośrodem PC i pierścieniem mimośrodowym. Następnie na wał zakłada się pierścień PK (12) i łożysko GOST 8338-75 (18). Wszystko powyższe jest utrzymywane na wale za pomocą zestawu śrub (26,31,32). Po lewej stronie na wał nałożone jest łożysko GOST 8338-75 i zabezpieczone pierścieniem ustalającym (21). Wał jest wkładany do silnika (43) i tam mocno zamocowany. Po lewej stronie na wystającą część wału nakłada się łożysko GOST 8338-75(16) i na silnik nakłada się miskę (1). Do montażu stopnia pośredniego przekładni fali potrzebny jest separator, ale w tym przypadku jest to jednocześnie wał stopnia wyjściowego, dlatego najpierw należy zamontować łożysko GOST 8338-75 (19) i zabezpieczyć je pierścieniem zabezpieczającym (22) na separatorze PK (5 ). Teraz pośredni etap przenoszenia fali jest montowany z wcześniej zmontowanych części, rolek GOST 22696-77 (24) i sztywnego koła PC (2). Szyba jest połączona ze sztywnym kołem PC za pomocą zestawu śrub (28,30,36,38). Następnie po prawej stronie separatora PC zakłada się mimośrod VK (10) i montuje się na nim japońskie łożysko RLM4020 (ze względu na brak krajowych łożysk o wymaganej średnicy). Następnie na separator PC zakłada się pierścień mimośrodowy (11). Pozostałe dwa łożyska, dwa mimośrody VK i dwa pierścienie mimośrodowe montuje się w ten sam sposób, mocując je do wału za pomocą wpustów (40). Następnie pierścień VK (13) zakłada się na prawą stronę separatora PC. Teraz, w celu zamontowania stopnia wyjściowego przekładni falowej w separatorze VK (6), montuje się łożysko GOST8338-75 (20) i zabezpiecza je pierścieniem ustalającym (23), a także pierścieniami uszczelniającymi (41,42) i czujnik kąta DU-50 umieszcza się na separatorze VK -25(44). Stopień wyjściowy przekładni falowej jest zmontowany: zainstalowane są rolki GOST 25255-82, sztywne koło VK (3) i separator VK (6). W celu zabezpieczenia konstrukcji przez otwór w separatorze VK montuje się zespół śrub (27,33,34). Następnie czujnik kąta DU-50-25 mocuje się za pomocą śrub i podkładek znajdujących się w zestawie. Na koniec pomiędzy pokrywą (4) a sztywnym kołem VK zakłada się O-ring (42), który przy pomocy zestawu śrub (29,35,37) przykręca się do separatora VK.
3.8 Zasada działania
Sygnał sterujący doprowadzany jest do uzwojenia wzbudzenia silnika. Pod wpływem sił magnetomotorycznych wirnik obraca się i napędza wał silnika. Wał, obracając się z tą samą prędkością co generator fal, przenosi ruch poprzez łożyska toczne na rolki stopnia pośredniego, zmuszając je do poruszania się po terenie sztywnego koła. Poruszające się rolki wymuszają ruch separatora stopnia transmisji fali pośredniej. Separator stopnia pośredniego wchodzi w wał stopnia wyjściowego i poprzez łożyska toczne powoduje obrót rolek stopnia wyjściowego przekładni falowej. Rolki obracają sztywne koło stopnia wyjściowego - element wyjściowy napędu, ponieważ separator jest sztywno zamocowany. Uszy przymocowane do łącza wyjściowego (sztywne koło stopnia wyjściowego) obracają obiekt sterujący.
Wniosek do sekcji:
W tej sekcji zaprojektowano system stabilizacji rakiety, w skład którego wchodził RP. Jako parametry RP wybrano: D=180, ky=500, kos=0,3, kum=0,12, a także współczynniki układu stabilizacji tej rakiety w pierwszym i drugim trybie lotu.
W pierwszym trybie lotu wybrano następujące parametry: kн=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35, D=180.
W drugim trybie lotu wybrano następujące parametry: kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02, D=180.
Wszystkie uzyskane dane spełniają wymagania specyfikacji technicznych, dlatego zaprojektowany system stabilizacji dla dwóch trybów lotu jest odpowiedni dla rakiety powietrze-ziemia AGM-158 Jassm.
Wybrano także: silnik - Parker 089300-4Y oraz czujnik sprzężenia zwrotnego - DU-50-25.
Obliczono całkowite wymiary łączy IM.
4. Część technologiczna
4.1 Opracowanie stanowiska badawczego dla projektowanego napędu
Zmontowany napęd poddawany jest specjalnym badaniom w celu określenia parametrów wyjściowych oraz sprawdzenia zgodności z dokumentacją techniczną (specyfikacje techniczne, rysunki, specyfikacje techniczne, instrukcje technologiczne).
Na podstawie specyfikacji technicznej, w zależności od rodzaju badań, z uwzględnieniem programu produkcji napędu, opracowywany jest technologiczny proces badań, który określa metodykę, wykaz i kolejność czynności kontrolnych, rodzaj i ilość uniwersalnej aparatury pomiarowej i wyposażenia , a także konieczność zaprojektowania i wykonania niestandardowego oprzyrządowania i wyposażenia stanowiskowego.
Standardowe wyposażenie stanowisk jest szeroko stosowane w badaniach mechanicznych, które przeprowadza się w celu sprawdzenia działania poszczególnych zespołów montażowych i napędów jako całości.
W ramach części technologicznej opracowywane jest stanowisko badawcze do badania napędu poruszającego elementem sterującym (lotką) zgodnie z sygnałami z układu automatycznego sterowania.
4.2 Program testowy
Podczas testowania elektromechanicznego napędu kierowniczego przeprowadza się:
1) debugowanie przekładni kierowniczej;
2) sprawdzenie jego funkcjonowania;
Podobne dokumenty
Określenie wymiarów korpusu statku powietrznego, powierzchni i wymiarów skrzydła, wymiarów układu napędowego i ładunku paliwa oraz obciążenia właściwego ogona. Układ i ustawienie samolotu. Obliczanie obciążeń działających na ciało.
praca magisterska, dodana 16.06.2017
Obliczanie charakterystyk aerodynamicznych badanej rakiety: siła nośna, pochodna współczynnika siły nośnej samolotu, opór powietrza, moment pochylający. Struktura systemu SolidWorks 2014. Wybór kąta natarcia i prędkości przepływu.
praca na kursie, dodano 20.12.2015
Cechy konstruowania teoretycznego profilu NEG przy użyciu mapowania konforemnego N.E. Żukowski. Parametry geometryczne i opór samolotu. Metodologia określania charakterystyki końcowej i aerodynamicznej statku powietrznego.
praca na kursie, dodano 19.04.2010
Obliczanie momentów oporu na trzonie sterowym. Budowa i obliczanie charakterystyk obciążeniowych silnika elektrycznego urządzenia sterującego. Sprawdzenie silnika pod kątem dopuszczalnej liczby uruchomień na godzinę. Obliczanie procesów przejściowych. Opis działania obwodu napędu elektrycznego.
praca na kursie, dodano 28.01.2013
Obliczenia projektowe połączeń kołnierzowych przedziałów obudowy. Napędy napędowe sterowania aerodynamicznego. Projekt i konstrukcja dźwigni mechanizmu sterującego. Obciążenia działające na skrzydło i korpus. Obliczanie części stempla pod kątem wytrzymałości.
praca na kursie, dodano 29.01.2013
Rozważana jest nowa metoda ułatwienia rozruchu silnika YaMZ-534. Cechy rozruchu elektrycznego. Uzasadnienie przebiegu procesu technologicznego obróbki wieńca koła zamachowego. Kalkulacja kosztu i ceny silnika. Charakterystyka stanowiska badawczego.
teza, dodana 27.06.2011
Tworzenie modelu samolotu; wymagania dotyczące układu stabilizacji urządzenia. Wyznaczanie funkcji przenoszenia statku powietrznego, konstruowanie ich logarytmicznych charakterystyk amplitudowo-częstotliwościowych. Sprawdzanie stabilności układu stabilizacji.
praca na kursie, dodano 24.01.2012
Kontrolowany lot samolotu. Matematyczny opis ruchu wzdłużnego. Linearyzacja ruchów ruchu wzdłużnego statku powietrznego. Model symulacyjny zlinearyzowanego układu równań różniczkowych ruchu wzdłużnego.
praca na kursie, dodano 04.04.2015
Budowa i elementy układu hamulcowego samochodów osobowych. Trendy w rozwoju hamulców tarczowych. Budowa i zasada działania stanowiska badawczego do diagnozowania elementów układu hamulcowego samochodów osobowych z napędem hydraulicznym.
praca na kursie, dodano 09.02.2015
Krótki opis silnika tłokowego gwiazdowego. Obliczanie procesów napełniania, sprężania, spalania, rozprężania silnika. Parametry orientacyjne i geometryczne silnika. Obliczanie wytrzymałości głównych elementów. Obliczanie korbowodu i wału korbowego.
Podpułkownik S. Ilyin
Wystrzeliwane z powietrza rakiety manewrujące (ALCM) to główna broń strategicznych bombowców Sił Powietrznych Stanów Zjednoczonych. Cechą operacyjno-taktyczną rakiet manewrujących (CR) tej klasy jest sposób pasywnego podążania za terenem na bardzo małych wysokościach z prędkością poddźwiękową. Elektrownią jest silnik turboodrzutowy, który zapewnia najbardziej ekonomiczne zużycie paliwa w danych warunkach lotu.
Bombowiec strategiczny B-52N jest wyposażony w rakiety manewrujące z rodziny AGM-86 (odpowiednio 12 i 8 jednostek na zawiesiach zewnętrznych i wewnętrznych). Nie planowano wyposażania bombowca B-2A w te rakiety, gdyż możliwości techniczne są dostępne (można zamontować 16 rakiet).
ALCM AGM-86B przeznaczony do niszczenia celów wojskowych i przemysłowych za pomocą głowicy nuklearnej na duże odległości (do 2600 km) bez wchodzenia lotniskowca w zasięg systemów obrony powietrznej. Jego główne cechy taktyczne i techniczne podano w tabeli. 1.
Rakieta o masie startowej około 1400 kg, długości 6,32 m, średnicy korpusu 0,693 m i rozpiętości skrzydeł 3,65 m, ma składane skrzydło i ogon.
Elektrownię stanowi ekonomiczny mały silnik turboodrzutowy F-107-WR 101 o masie 66 kg (nafta lotnicza JP-9).
ALCM jest wyposażony w połączony system sterowania, którego podstawą jest inercyjny system naprowadzania.
W określonych obszarach korekcyjnych do układu inercjalnego wprowadzane są poprawki z układu korelacyjno-ekstremalnego Terkom.
Nad obszarem korekcji mierzona jest względna wysokość przelotu rakiety nad powierzchnią ziemi za pomocą pokładowego radiowysokościomierza, a znajdujący się na wyposażeniu pokładowym wysokościomierz barometryczny określa bezwzględną wysokość lotu nad poziomem morza. Różnica odczytów określa wysokość terenu nad poziomem morza, a ich kolejność przedstawia profil terenu.
Kiedy AGM-86B ALCM leci na maksymalnym zasięgu, na trasie może znajdować się kilkanaście obszarów korekcyjnych, oddalonych od siebie do 200 km. Pierwszy obszar korekcyjny, wyznaczony do 1000 km od linii startu, ma wymiary 67x11 km, a ostatni 4x28 km. Wielkości pozostałych obszarów mogą się różnić w zależności od charakteru terenu: na terenach górskich są one mniejsze niż na terenach płaskich, średnia wielkość obszaru korekty wynosi 8x8 km.
Najkorzystniejszym terenem do korekcji lotu jest teren, którego średnia różnica wysokości mieści się w przedziale 15-60 m. Teren taki pozwala na loty na wysokościach 60-100 m. Błąd prowadzenia (HER) przy stosowaniu systemów Terkom nie nie przekraczać 35 m.
Pulsacyjny radiowysokościomierz (częstotliwość robocza 4300 MHz, moc impulsu 100-200 W, czas trwania impulsu 22 ns, szerokość charakterystyki promieniowania anteny szczelinowej około 70° w kierunku lotu rakiety i około 30° w kierunku poprzecznym) działa w całym niskim -faza lotu na wysokości i zapewnia lot wokół terenu na wzniesieniach (zboczach) 15-20°.
Tor lotu pocisku do celu oraz obszary korekcji są wprowadzane do komputera pokładowego pocisku podczas jego przygotowywania do użycia. Sprawdzenie urządzeń sterujących, wyświetlenie danych wstępnych i bezpośrednie przygotowanie pierwszej rakiety do startu zajmuje 20-25 minut, podczas których samolot utrzymuje zadany kurs. Interwał wystrzeliwania kolejnych rakiet wynosi 15 s lub więcej. Po oddzieleniu od nośnika nie ma połączenia z rakietą.
Do mocnych stron rakiety manewrującej AGM-86B należą:
- duży zasięg lotu, umożliwiający ataki z odległych podejść na prawie wszystkie główne cele na terytorium wroga z linii znajdujących się poza zasięgiem jego systemów obrony powietrznej;
- mała wysokość lotu i niewielki EPR, utrudniające w porę wykrycie wyrzutni rakiet i jej zniszczenie przy użyciu nowoczesnych systemów obrony powietrznej;
- dokładność naprowadzania wystarczająca dla nuklearnych ALCM. Tak więc, jeśli obiekty są chronione nadciśnieniem w czole fali uderzeniowej równym 70 kg/cm 2, prawdopodobieństwo trafienia ich pociskiem manewrującym wynosi 0,85, a międzykontynentalnego pocisku balistycznego typu Minuteman-3 wynosi 0,2.
Słabości AGM-86B ALCM to:
- wystrzelenie rakiety z wykorzystaniem systemu Terkom w promieniu 1000 km od strefy przybrzeżnej. Przekroczenie tego zasięgu może spowodować, że rakieta nie wjedzie w strefę korekcyjną i w konsekwencji ominie zadany tor lotu;
- ograniczenia i złożoność, a w niektórych przypadkach niemożność użycia podczas długich lotów nad powierzchnią wody, tundrą i podobnym terenem płaskim, a także nad pasmami górskimi;
- brak możliwości ponownego nakierowania rakiety po wystrzeleniu z nośnika.
W związku z powyższym celem AGM-86B ALCM są stacjonarne cele wojskowe, w tym cele o wysokim stopniu ochrony, a także cele obszarowe o dużej koncentracji zasobów ludzkich i zdolności produkcyjnych.
W Stanach Zjednoczonych toczą się i obecnie trwają prace nad stworzeniem rakiet manewrujących z wyposażeniem konwencjonalnym. Kierownictwo amerykańskich sił powietrznych przypisuje programowi masowego wyposażenia w te rakiety szczególną rolę w realizacji planów przygotowania i prowadzenia wojny przy użyciu wyłącznie broni konwencjonalnej.
Pocisk manewrujący AGM-86C to niejądrowa wersja wyrzutni rakiet AGM-86B.
Istnieją następujące warianty tego pocisku: Block 0 – wyposażony w głowicę bojową o masie 2000 funtów; Blok 1 (przyjęty do służby w 1996 r.) – wyposażony w głowicę bojową o masie 3000 funtów, CEP = 10-13 m; Blok 1A (oddany do użytku w 1999 r.) - wyposażony w dźwiękoszczelny PS CRNS „Navstar”, CEP = 8-10 m.
Dowództwo Sił Powietrznych USA na podstawie analizy skuteczności bojowego użycia rakiety AGM-86C z głowicą odłamkowo-burzącą podjęło decyzję o wyposażeniu ich w głowicę penetrującą BLU-116. Nowa modyfikacja rakiety, oznaczona jako AGM-86D, weszła do służby w 2002 roku. Maksymalny zasięg ognia wynosi 1500 km. Rakieta AGM-86D przeznaczona jest do niszczenia dobrze chronionych celów naziemnych i podziemnych, takich jak stanowiska dowodzenia i łączności, magazyny broni nuklearnej, chemicznej, bakteriologicznej itp. Korekta trasy lotu na całej trajektorii odbywa się za pomocą Navstar INS i CRNS. Dokładność naprowadzania (CA) wynosi 3-5 m. Głowica penetracyjna BLU-116 (masa: całkowita – 750 kg, materiał wybuchowy – 55 kg; grubość przebitego stropu: żelbet – 2,4-3,4 m, grunt średniogęsty – 25 - 37 m) został opracowany przez specjalistów amerykańskiej firmy Lockheed Martin na zasadach konkurencyjnych. Korpus głowicy ma wysoką wytrzymałość i twardość. W jego dolnej części znajduje się programowalny bezpiecznik FMU-157.
W 2002 roku w ramach programu JASSM zakończono prace nad niewidzialnym pociskiem AGM-158A. Nowy pocisk ma zasięg około 400 km, celność strzelania do 3 m i jest wyposażony w system automatycznego rozpoznawania celu. Pocisk naprowadzany jest za pomocą INS, dostosowanego do danych z Navstar CRNS, a na końcowym odcinku trajektorii – za pomocą celownika termowizyjnego. Łączna liczba zakupionych dla Sił Powietrznych rakiet AGM-158A wyniesie około 2000 sztuk. Wydatki na badania i rozwój wyniosły 740–775 mln dolarów. Koszt jednej rakiety to 400 tysięcy dolarów.
Produkcja na małą skalę wyrzutni rakiet AGM-158A rozpoczęła się w 2002 roku. Wszedł do służby w 2003 roku.
W 2004 r. Rozpoczęto modernizację AGM-158A, której celem było zwiększenie zasięgu ognia do 800–1000 km poprzez zmianę wyposażenia i zainstalowanie bardziej ekonomicznej elektrowni. Nowa modyfikacja otrzymała oznaczenie AGM-158B.
Oczekuje się, że wejdzie do służby w 2012 roku.
Charakterystyka taktyczna i techniczna ALCM podano w tabeli. 2.
ALCM w sprzęcie konwencjonalnym charakteryzują się wysoką celnością strzelania, a także posiadają szeroką gamę sprzętu bojowego, co znacznie zwiększa elastyczność ich wykorzystania zarówno w wojnie konwencjonalnej, jak i nuklearnej. Nośnikami tych rakiet są bombowce strategiczne B-52N i B-1B, a opracowane w ramach programu JASSM mogą być zawieszane na samolotach lotnictwa taktycznego i strategicznego (F-15E; F/A-18C, D, E, F; F-16C; V-52N; V-1V; V-2A; R-ZS).
Super- i hipersoniczne rakiety manewrujące. W Stanach Zjednoczonych jednym z priorytetowych obszarów rozwoju broni powietrznej jest realizacja programów tworzenia super- i hipersonicznych rakiet manewrujących o dużym zasięgu ognia, które będą przeznaczone do przeprowadzania zmasowanych, pojedynczych selektywnych ataków rakietowych na cele naziemne i morskie, w których czas ma krytyczne znaczenie, w możliwie najkrótszym czasie.
W 1995 roku Siły Powietrzne uruchomiły program HyTech (Hypersonic Technology), którego celem było opracowanie i demonstracja silnika odrzutowego umożliwiającego wyposażenie rakiety hipersonicznej lub samolotu mogącego osiągnąć prędkość odpowiadającą 8 Machów. Całościowym zarządzaniem programem zajmowały się Siły Powietrzne USA, a rozwój silnika powierzono specjalistom z Pratt and Whitney. W styczniu 2001 roku w ramach programu HyTech pomyślnie zakończono próby naziemne silnika, osiągając prędkość maksymalną odpowiadającą liczbie Macha 6,5. Fundusze na ten program zapewniły Siły Powietrzne Stanów Zjednoczonych i Amerykańska Agencja Zaawansowanych Projektów Badawczych w dziedzinie Obronności (DARPA).
Obecnie w ramach programu SEDER opracowano próbkę demonstracyjną GKRH-51A. Realizacją tego programu zajmują się specjaliści z Boeing Corporation. Jego finansowanie zapewniają Siły Powietrzne Stanów Zjednoczonych. Ogółem w latach 2009–2011 w ramach tego programu ma zostać wydanych około 54 mln dolarów.
Próbka demonstracyjna X-51A GKR i jego podsystemów |
W 2009 roku zakończono testy naziemne silnika SJX61-1, który został wyposażony w model demonstracyjny GKR X-51A.
Podczas badań naziemnych silnika oceniano układy chłodzenia oraz sterowanie silnikiem przy prędkościach ponaddźwiękowych. Jest uruchamiany przy użyciu etylenu z przejściem na naftę JP-7. Silnik SJX61-1 badano w warunkach terenowych, najpierw przy prędkości odpowiadającej liczbie Macha = 4,5-5, a następnie przy prędkości Macha = 6,5.
Powłoka rakiety wykonana jest z aluminium, a obszary narażone na działanie ciepła ze stopu niklu. Paliwo rakietowe służy do chłodzenia ścianek silnika.
Długość korpusu rakiety wynosi 4,3 m (bez akceleratora), zasięg startu do 1200 km.
Pierwszy test w locie X-51A GKR odbył się w grudniu 2009 roku. Pocisk został zawieszony na bombowcu B-52N. Celem próby jest poziomy lot samolotu lotniskowca z rakietą bez uruchamiania silnika, zbadanie przejścia przepływów laminarnych w przepływy turbulentne oraz wzajemnego oddziaływania obwodów elektrycznych rakiety i samolotu lotniskowca.
Obecnie specjaliści z Centrum Badań Marynarki Wojennej wspólnie z Siłami Powietrznymi, NASA i DARPA w ramach programu demonstracyjnego RATTLRS pracują nad stworzeniem rodziny naddźwiękowych (M=3-4) samolotów-powietrze-ziemia i okręt- rakiety kierowane na ląd. Pocisk przeznaczony jest do trafiania w cele, w których czas jest krytyczny. Oczekuje się, że w rakietę powietrze-ziemia będą wyposażone myśliwce taktyczne i bombowce strategiczne. Koszt seryjnego egzemplarza wyrzutni rakiet przy produkcji partii 2500 sztuk nie powinien przekraczać 600 tysięcy dolarów. Główne wymagania taktyczne i techniczne dotyczące naddźwiękowego pocisku kierowanego podano w tabeli. 3.
Na podstawie wyników oceny konkurencyjnej szeregu projektów wybrano próbkę firmy Lockheed Martin do dalszego rozwoju. Rakieta wykonana jest według bezogonowej konstrukcji aerodynamicznej z cylindrycznym korpusem.
Wyrzutnia rakiet wyposażona jest w silnik turboodrzutowy YJ102R produkcji Liberty Works (USA). Główną cechą tego silnika jest podwyższona o 550° temperatura gazu przed turbiną, co zapewnia wzrost o 70 procent w porównaniu do nowoczesnego silnika turboodrzutowego. ciąg właściwy i sześciokrotnie większy od silnika J58 naddźwiękowego samolotu rozpoznania strategicznego SR-51 A. Maksymalny ciąg nowego silnika turboodrzutowego (średnica 0,33 m, wytrzymałość 0,5 h) szacuje się na 40 kN, czyli 10-krotnie wyższy niż ciąg silnika J402 SD AGM -158A klasa powietrze-ziemia. Takie wskaźniki osiągnięto dzięki zastosowaniu żaroodpornych ceramicznych materiałów kompozytowych, co pozwoliło na rezygnację z wdrażania skomplikowanego i kosztownego układu chłodzenia gorących części.
Podstawą pokładowego systemu sterowania rakietą będzie układ inercyjny z korekcją według danych Navstar CRNS. W przyszłości planuje się dodatkowo włączyć urządzenia systemu wymiany danych do wyposażenia pokładowego systemu obrony przeciwrakietowej.
Aby zwiększyć ujednolicenie nowej wyrzutni rakiet i efektywność jej użycia bojowego, a także poszerzyć zasięg trafiania celów, planowane jest opracowanie wymiennych głowic kilku typów (głowica penetracyjna z akceleratorem, głowica kasetowa z naprowadzaniem bojowym) elementy działań połączonych).
Na podstawie wyników testów i po uwzględnieniu modyfikacji planowane jest podjęcie decyzji o rozwoju rodziny wyrzutni rakietowych na pełną skalę. Rozpoczęcie dostaw seryjnych przewidywane jest nie wcześniej niż w 2015 roku.
Zatem głównym uzbrojeniem bombowców strategicznych są wystrzeliwane z powietrza rakiety manewrujące, zarówno nuklearne (AGM-86B), jak i konwencjonalne (AGM-86C i D, AGM-158A i B). Biorąc pod uwagę zawarte porozumienia w sprawie redukcji broni jądrowej, a także w związku z upływem okresu użytkowania rakiet AGM-86B, część zadań zostanie powierzona wystrzeliwanym z powietrza rakietom manewrującym z wyposażeniem niejądrowym, które, jak wykazały badania, przy dużej dokładności namierzania celu nie są gorsze pod względem skuteczności od Republiki Kirgiskiej z głowicą nuklearną.
Ponadto w Stanach Zjednoczonych trwają intensywne prace nad stworzeniem super- i hipersonicznych rakiet manewrujących wystrzeliwanych z powietrza o zasięgu co najmniej 1000 km. Główną zaletą takich rakiet jest krótki czas lotu (10-20 minut w zależności od odległości od celu) oraz trudność trafienia w nie istniejącymi systemami obrony powietrznej.
Obecnie kraj realizuje kilka programów opracowania modeli demonstracyjnych super- i hipersonicznych rakiet manewrujących, w szczególności RATTLRS i X-51A. Przechodzą już próby w locie i zgodnie z planem staną na wyposażeniu bombowców strategicznych i samolotów taktycznych.
Tabela 2 Charakterystyka porównawcza ALCM | ||||
Charakterystyka | Blok AGM-86C 1A | AGM-86D Blok 2 | AGM-158A | AGM-158B |
Zasięg ognia, km | 1 500 | 1 500-1 700 | 400 | 800-1 000 |
Prędkość lotu, m/s | 208-236 | 208-236 | 208-236 | 208-236 |
Dokładność wskazywania (HVA), m | 5-15 | 3-5 | 3 | 3 |
Masa początkowa, kg | 1 950 | 1 950 | 1050 | 1100-1200 |
Typ i masa głowicy, kg | Fragmentacja odłamkowo-burząca, 1 360 | Penetracja, 400 | Materiał wybuchowy lub penetrujący, 430 | Silnie wybuchowy lub penetrujący, 400 |
System prowadzenia | INS/PS KRNS + „Terkom” | INS/PS CRNS pracujący w trybie różnicowym + „Terkom” | INS/PS CRNS (sekcja początkowa i środkowa); Poszukiwacz TPV i system automatycznego rozpoznawania celów (sekcja końcowa) | INS/PS CRNS + namierzacz TPV i system automatycznego rozpoznawania celów |
Tabela 3 Podstawowe wymagania taktyczno-techniczne dla wyrzutni rakiet naddźwiękowych | |
Maksymalny zasięg ognia, km | Nie mniej niż 900 |
Maksymalna prędkość lotu, liczba Macha | 4,5 |
Czas lotu do celu przy maksymalnym zasięgu, min | 15 |
Dokładność wskazywania (HVA), m | Nie więcej niż 9 |
Masa początkowa, kg | 820 |
Masa głowicy (nie mniej), kg | 250 |
Długość, m | 4,27-4,72 |
Maksymalna średnica, m | 0,55-0,6 |
Zagraniczny Przegląd Wojskowy 2011, nr 8 s. 60-65
Obecnie prawie co druga osoba wie o istnieniu i przeznaczeniu amerykańskich uskrzydlonych BGM-109A „Tomahawk” i X-55SM, jednak jeśli podchodzimy do oceny tego typu nowoczesnej broni ofensywnej bardziej kompleksowo, mamy do czynienia z ogromną różnorodnością zarówno zalety, jak i wady tego typu broni.
Po pierwsze, pamiętaj, w jakich współczesnych konfliktach używano tych samych i przeciwko jakiemu wrogowi. Z reguły celem tych „stad toporów” były słabo rozwinięte systemy obrony powietrznej krajów „trzeciego świata”, takich jak Libia i Irak, które nie były uzbrojone w przeciwlotnicze systemy rakietowe, takie jak S-300PS (PT) lub nawet samobieżne. Tungussok-M1”. Jednak nawet Irakijczykom udało się przechwycić część tomahawków wystrzelonych przez Osę i .
Wyobraźcie sobie, że Amerykanie spróbują teraz użyć ich przeciwko naszemu krajowi lub Chinom… szanse na pomyślne przeprowadzenie takiej operacji wynoszą mniej niż 10% przeciwko potężnej sieci obrony powietrznej i przeciwrakietowej.
To właśnie dzięki takim operacjom zachodnie media często przedstawiają niedoinformowanemu obserwatorowi „bohaterstwo i klasę” amerykańskich i królewskich sił powietrznych strzelających z tomahawków.
Realia czasów współczesnych wskazują zupełnie odwrotnie: do zhakowania współczesnej obrony powietrznej i zniszczenia infrastruktury wojskowej wroga nie wystarczą wyrzutnie rakiet strategicznych wystrzeliwane spod skrzydeł bombowców strategicznych przenoszących rakiety. Potrzebny jest dalekiego zasięgu, hipersoniczny i „inteligentny” PRLR, którego właścicielami są już tylko Rosja ze swoimi i Wielka Brytania z inteligentnym antyradarem, o których pisaliśmy w letnim cyklu naszych publikacji.
Ale nie mniej ważne są prace nad innym rodzajem rakiet manewrujących - lekkimi taktycznymi rakietami manewrującymi dalekiego zasięgu, które mogą być wykorzystywane nie tylko z zawieszeń lotniskowców dalekiego zasięgu, ale także z większości typów współczesnego lotnictwa taktycznego pierwszej linii frontu. A wyraźni liderzy w tej kwestii wyłonili się już pod koniec lat 90-tych. – początek XXI wieku.
Amerykańska korporacja Lockheed Martin zaprezentowała swój precyzyjny system obrony przeciwrakietowej w 2002 roku. AGM-158 „JASSM”. Amerykanom udało się osiągnąć zasięg od 500 (podstawowy AGM-158) do 1300 km (AGM-158B ze znacznie zwiększonym zapasem paliwa i oszczędniejszym silnikiem turbowentylatorowym), celność trafienia (CAO) nie przekraczała 3 m, przy czym masa rakiety wynosi 1020 kg, a głowicy 430 kg.
Najciekawsze i taktycznie nieprzewidywalne jest to, że lista lotniskowców, oprócz ciężkiego B-52H „Stratofortress” i B-1B „Lancer”, obejmowała prawie wszystkie myśliwce taktyczne, w tym F-15E, F/A- 18C/E/F, a nawet lekki F-16C w jego licznych „blokach” (modyfikacjach).
Główną jednostką uderzeniową wyrzutni rakiet JASSM jest głowica kasetowa, jednostkowa lub penetrująca. W tym ostatnim zastosowano specjalny rdzeń ze stali wolframowej oraz przyspieszający pojemnik materiału wybuchowego o masie około 110 kg, co pozwala rdzeniowi osiągnąć prędkość 1080 km/h przy zbliżaniu się do ufortyfikowanego celu. Przy tej prędkości może zagłębić się w grunt standardowy na głębokość 7-24 m (w zależności od kąta wejścia do normalnego) i przebić się przez płyty żelbetowe o wymiarach od 1 do 2 m, również w zależności od kąta styku .
Taką lekkość i zasięg rakiety osiągnięto dzięki kadłubowi wykonanemu z nowoczesnych materiałów kompozytowych, a także zastosowaniu zaawansowanej nanoelektroniki. Podstawowa modyfikacja rakiety wykorzystuje silnik turbowentylatorowy J-402 z dużą sprężarką, co pozwala na znaczne oszczędności paliwa, wersja AGM-158B wyposażona jest w dwuobwodowy silnik turbowentylatorowy, który jest jeszcze bardziej ekonomiczny.
Pocisk działa na zasadzie inercyjnego naprowadzania z korekcją radiową opartą na informacjach otrzymanych przez wojskowy system satelitarny NAVSTAR w głównej fazie lotu oraz naprowadzaniu w podczerwieni na ostatnim etapie i bezpośrednio przed celem. Przy użyciu rakiety na dystansach przekraczających 200 km istnieje konieczność wykorzystania samolotu rozpoznania strategicznego RC-135V, który pełni rolę pokładowego przemiennika, odbierającego i przetwarzającego dane z poszukiwacza podczerwieni, w którym obraz termiczny celu jest aktualnie transmitowany, w zależności od tego, który zarówno operator, jak i komputer cyfrowy rakiety może wybrać najbardziej bezpieczną dla rakiety projekcję podejścia, jeśli obiekt jest chroniony przez słabą obronę przeciwlotniczą; w przypadku złożonej obrony powietrznej, tylko zmasowany atak ze wszystkich kierunków jest efektywny.
Pocisk AGM-158 jest w stanie poruszać się po terenie na wysokości niższej niż Tomahawk (50 m), około 20 m, a także ma krótszą długość i oczywiście ESR, prędkość lotu około 800 km /H. Ale jego EPR nie jest miniaturowy i ma około 0,1 m 2, co jest nadal widoczne dla współczesnych radarów. Pod względem ogólnego zestawu właściwości AGM-158 „JASSM” jest bardzo nowoczesną i skuteczną bronią o wysokiej precyzji, w niektórych miejscach porównywalną, a w innych gorszą od kolejnych zaawansowanych technologicznie rakiet z naszej listy.
Druga próbka WTO – taktyczna obrona przeciwrakietowa dalekiego zasięgu”Byk KEPD350". Rakieta ta jest o 4 lata nowsza od swojej amerykańskiej poprzedniczki i została opracowana w rozwiniętych krajach Starego Świata – Niemczech i Szwecji. Niemiecka firma MBDA Deutschland i szwedzki Saab Bofors Dynamics AB wyposażyły rakietę w bardzo zaawansowany kompleks do omijania i pokonywania obrony powietrznej wroga. Pocisk Taurus wyposażony jest w urządzenie strzelające reflektorami dipolowymi i pułapkami cieplnymi, co jest dziś bardzo rzadkie w konstrukcjach HTO.
Ponadto jego głowica ma szeroką gamę typów: samonaprowadzające elementy bojowe „Smart-Sid”, które są w stanie dokładnie trafić pojazdy opancerzone i inne oraz ich skupiska nawet w warunkach gęstej mgły lub śniegu, ponieważ każdy taki element jest wyposażony w zasięg milimetrowy ARGSN o częstotliwości roboczej 94 GHz, penetracja pancerza tych elementów wynosi do 150 mm, co jest śmiertelne dla górnych płyt pancerza czołgów niewyposażonych itp.; Często używa się także amunicji odłamkowej, kumulacyjnej i przebijającej beton STABO.
Ale najciekawszym wyposażeniem głowicy jest głowica MEPHISTO, do której amerykański rozwój jeszcze nie dotarł, to kolejny przykład na to, że Stany Zjednoczone nie opanowały jeszcze wszystkiego.
Ta głowica bojowa jest rodzajem „szwajcarskiego mechanizmu” sztucznej inteligencji. Po pierwsze, jest wyposażony w dalmierze laserowe, które obliczają idealną odległość od celu do zdetonowania wiodącej głowicy kumulacyjnej, następnie do akcji wchodzi główny pocisk przebijający beton OB o wadze około 400 kg.
Skomputeryzowany system detonacji głowic OB, wyposażony w cyfrowy akcelerometr, rejestruje przeciążenia impulsowe w momencie przekroczenia przez głowicę betonowego wymiaru i zgodnie z zapisanym na dysku plikiem ze standardami norm przeciążeniowych, następnie oblicza gęstość betonu i przebyty dystans , wynikiem jest jasne obliczenie detonacji ładunku głównego dla maksymalnych uszkodzeń zastosowania. Ten podsystem bojowy nosi nazwę „Programowalny inteligentny zapalnik wielozadaniowy” w skrócie PIMPF i pozwala na najbardziej ekonomiczne i efektywne wykorzystanie potencjału rakiety.
Istnieje wiele modyfikacji rakiet Taurus, w tym rakieta z ładunkiem o dowolnym przeznaczeniu zamiast głowicy bojowej, a także rakieta z elementem emitującym ultrawysoką częstotliwość, która jednym potężnym impulsem elektromagnetycznym może zniszczyć wszystkie radio- systemy elektroniczne i energetyczne, a także systemy łączności wroga.
Prędkość przelotowa rakiety Taurus KEPD 350 również wynosi około 800 km/h, ale w razie potrzeby można ją zwiększyć do 1020 km/h (dla bardziej energicznego manewru przeciwrakietowego lub przyspieszenia ataku) lub zmniejszyć do 670 km/h (do pokonania trudnego terenu na bardzo małej wysokości lotu).
System naprowadzania rakiety jest bardziej zaawansowany niż rakiety amerykańskiej i oprócz termowizyjnego poszukiwacza posiada optyczno-elektroniczny system korekcji lotu oparty na obrazach krajobrazowych zapisanych wcześniej w komputerze cyfrowym oraz nawigację inercyjną system oparty na żyroskopach laserowych, z którego chętnie korzystają w Republice Południowej Afryki i Japonii przy opracowywaniu nowej technologii. Rakieta ta jest cięższa i waży 1360 kg. Jego zasięg wynosi 350 km dla Taurus 350 i 150 km dla rakiety Taurus L (tj. Light-light, modyfikacja dla myśliwców Gripen).
I wreszcie nasz rozwój, który pojawił się w 2001 roku - Pocisk Kh-59MK2. Pocisk ma bardziej typowy wygląd pocisku, ma ogon w kształcie krzyża i oddzielnie zawieszony (wysunięty na zewnątrz kadłuba) silnik turboodrzutowy 36MT, umieszczony w kompaktowej gondoli silnika. Dzięki mniejszej masie nasz pocisk osiąga większą prędkość (do 1050 km/h) i stosunek ciągu do masy wynoszący 0,53, o 3% lepszy od Taurusa i o 11% wyższy od AGM-158A(B).
Średnica korpusu rakiety wynosi 420 mm w porównaniu do 550 mm dla rakiet zachodnich, co oznacza, że czołowy EPR wynosi około 0,08 m2 lub mniej więcej tyle samo. Masa głowicy, która może być penetracyjna lub kumulacyjna, wynosi 320 kg i zawiera jedynie wbudowany zegar z opóźnieniem wybuchu (mechanizm prostszy, ale nieco mniej skuteczny).
Trajektoria fazy podtrzymującej lotu przebiega na wysokości 50-300 m nad powierzchnią ziemi, w zależności od obrony przeciwlotniczej przeciwnika, przed celem rakieta spada do 4-5 m. Cały lot jest korygowany przez poszukiwacz korelacyjno-optyczny z odbiornikiem satelitarnym GLONASS i wysokościomierzem radarowym A-079E.
Dokładność KVO Kh-59MK2 wynosi 3-4 m, zasięg wynosi 285 km, czyli mniej niż w przypadku jego zachodnich odpowiedników. Zaletami są wysoka przeżywalność silnika w przypadku uderzenia małymi przedmiotami, wydajność i niezawodność w warunkach silnego promieniowania cieplnego i uderzeniowego. Pocisk jest bardziej zwrotny i szybszy niż inne pociski tej klasy.
Możliwość użycia z samolotów itp. sprawia, że jest on poszukiwany w Siłach Powietrznych, dopóki nie będzie wystarczającej podaży kompleksu Caliber-A. A biorąc pod uwagę, że przodkiem rodziny Kh-59MK i MK2 był sprawdzony Kh-59 „Gadfly”, stworzony w samym szczycie zimnej wojny, nie ma co wątpić w niezawodność rakiety.
Opisane rakiety stanowią drugi element ofensywnego rzutu powietrznego, zaraz po TFR typu X-55 lub Tomahawk, ale są to rakiety zaawansowane technologicznie, o bardziej operacyjnym charakterze, a zatem stwarzają nie mniejsze zagrożenie, zwłaszcza że lotniskowiec może być konwencjonalnym taktycznym myśliwcem naddźwiękowym.
/Jewgienij Damantsev/
Precyzyjny pocisk taktyczny AGM-142 „Have Nap” („Raptor”) przeznaczony jest do niszczenia stacjonarnych celów wroga o dużej wartości bez wchodzenia w strefę obrony powietrznej. Pocisk został opracowany przez izraelską firmę Rafael i amerykańską firmę Martin-Marietta. Używany przez Siły Powietrzne USA na wyposażeniu bombowców strategicznych B-52H. W Izraelu nazywa się to „Popeye”. Produkowany dla izraelskich sił powietrznych od 1985 roku...
Pocisk wyposażony jest w inercyjny system naprowadzania z cyfrowym łączem komunikacyjnym, a także w czujnik telewizyjny lub czujnik podczerwieni. Linia komunikacyjna umożliwia przeniesienie kontroli nad rakietą z jednego statku powietrznego na drugi, co pozwala pierwszemu samolotowi opuścić strefę ostrzału. Głowica bojowa i poszukiwacz wykonane są w oparciu o konstrukcję modułową, co pozwala na wykorzystanie rakiety w czterech wariantach. Stosowane są głowice odłamkowo-burzące o masie 340 kg i głowice penetrujące o masie 350 kg. Dla tego pocisku opracowano także głowicę kasetową. Użycie tych głowic z głowicą IR lub TV daje cztery konfiguracje rakiet.
Głównymi celami rakiety są elektrownie, podstacje, wieże krakingowe i destylacyjne, węzły komunikacyjne, radary mobilne i stacjonarne, centra łączności, ośrodki badawcze i poligony doświadczalne.
Obecnie AGM-142 jest w fazie produkcji, obejmującej program poprawy produktywności (PEP), który rozpoczął się w październiku 1993 r. Program ten składa się z trzech kolejnych etapów, których celem jest obniżenie kosztów rakiety, kosztów produkcji rakiety i sprzętu konserwacyjnego, przy jednoczesnej poprawie procesu konserwacji i podstawowych parametrów użytkowych. Zmiany konstrukcyjne obejmują instalację nowej platformy inercyjnej IKGSN, elementów paliwowych silnika, skrzydeł i sterów oraz ulepszonego procesora cyfrowego, zgodnie z trendem zmniejszania liczby elementów na płycie w przedziale awioniki.
Oprócz Sił Powietrznych USA rakiety kupują Izraelskie Siły Powietrzne, Królewskie Australijskie Siły Powietrzne, Turcja, a od sierpnia 1999 r. Siły Powietrzne Korei Południowej.
Australia rozmieściła kiedyś ulepszone pociski AGM-142 na bombowcach taktycznych F-111, które następnie zostały wycofane ze służby. Lotniskowcami Popeye były F-18. Początkowo Turcja planowała zakup 50 rakiet Popeye I na wyposażenie myśliwców bombardujących F-4, jednak po dostawie 40 sztuk zamówienie zostało zwiększone do 100 rakiet.
W maju 1997 r. Izrael i Turcja podpisały porozumienie o wspólnej produkcji rakiet Popeye II. Początkowy koszt programu wyniósł 100 milionów dolarów. Rakieta Popeye II jest mniejsza, ale wykorzystuje bardziej zaawansowane technologie. Popeye II, znany również jako Have Lite, przeznaczony jest dla myśliwców wielozadaniowych i ma zasięg 150 km. Szacuje się, że wspólny program może kosztować 500 mln dolarów.
W 1999 r. Izrael planował sprzedać Indiom partię rakiet Popeye II. Stany Zjednoczone oświadczyły jednak, że nie są zainteresowane sprzedażą broni Indiom ze względu na napięcia w regionie. Istnieją informacje, że w Izraelu rakieta może być wyposażona w małą głowicę nuklearną.
- „Kroniki Bursztynu”. Książki w porządku. Opinie. Roger Zelazny „Kroniki Amberu” Roger Zelazny „Dziewięciu książąt bursztynu” kontynuował
- Grzyb ryżowy: korzyści i szkody
- Energia ludzka: jak poznać swój potencjał energetyczny Ludzka energia życiowa według daty urodzenia
- Znaki zodiaku według żywiołów - Horoskop