Cele mai bune trei rachete de croazieră multifuncționale. Să luăm în considerare mărimea momentului longitudinal aerodinamic care acționează asupra aeronavei, cu condiția ca viteza unghiulară, unghiul de atac și unghiurile de deviere ale comenzilor să rămână constante în timp.

Frumusețe - 21.02.2019

AGM-88E AARGM este antiradar rachetă dirijată raza medie în aer, folosit pentru a distruge apărările antiaeriene inamice (DEAD).
Obiectivele programului sunt depășirea principalelor sisteme de apărare aeriană fosta URSSși RF.

Rachetă ghidată avansată anti-radiații (AARGM)
Sistemul AARGM conform programului ACAT 1C este o versiune îmbunătățită a AGM-88Cs (blocul VI)

AARGM permite utilizarea în gama necesară de confruntări pe bază de „foc și uitare”.

Cap activ AARGM de orientare al rachetei WGU-48/B poate funcționa împreună cu un receptor ARH pentru a contracara tacticile de oprire a radarului SAM ( Bateria SA-3 a reușit să supraviețuiască unui atac NATO din 1999 asupra trupelor iugoslave și să doboare un F-117 Nighthawk) sau să vizeze în mod autonom ținte neemițătoare. AARGM- arma de retea, care primește tactic informații de informații prin receptorul încorporat și analizează impactul armelor în timp real (WIA) până în momentul lovirii țintei.

Se folosește o „antenă conformă” (forma antenei este cea mai potrivită pentru unitatea purtătoare)

AGSN - WGU-48/B utilizează algoritmi activi de recunoaștere și analiză a țintei, ceea ce face posibilă lovirea nu numai a radarului sistemului de apărare aeriană, ci și, de exemplu, a sistemelor de control vehicul(purtător de rachete antiaeriene), mașini cu sisteme de control, centrale electrice.

În cazul închiderii radarului de apărare aeriană, solicitantul menține traiectorii folosind datele GPS/INS stocate.

Sistemul de control și căutarea sunt proiectate ținând cont de unificare pentru o posibilă utilizare în rachete aer-sol aeronave de atac, inclusiv pentru Marina și Corp Corpul Marin STATELE UNITE ALE AMERICII.

Când a fost testat în 2008, AGM-88E a demonstrat următoarele capacități (conform specificațiilor tehnice): manevră laterală pentru a minimiza daunele provocate de focul „prieten” din zona de lovitură planificată, urmată de o revenire la traiectoria de evitare a impactului.

Modificari:
CATM-88E - antrenament
DATM-88E - simulator la sol

În plus:
unitate de suspensie unificată - stâlp de la Lockheed Martin Aeronutronics TAS cu un senzor-detector integrat.

Senzorul receptor-telemetru integrat în stâlp oferă un cost scăzut și o precizie ridicată a găsirii direcției. Capabil de rapid și precizie ridicată determinați poziția radarului emițător. Sistemul oferă 120 de grade de identificare verticală și 240 de grade de acoperire azimutală și adaugă doar 20 kg la greutatea aeronavei. Poate fi folosit pentru a îmbunătăți semnificativ eficiența rachetelor AARGM, precum și pentru a oferi o rază suplimentară senzorilor de detectare pasivă și pentru a crește capacitățile de lovitură.

Antreprenor: Alliant Techsystems, Woodland Hills, California, SUA
Dezvoltare/Participare: S.U.A. (Raytheon), Germania (BGT), Italia (Alenia)
Punere în funcțiune: noiembrie-2010
Motor: motor turboreactor (îmbunătățit RD Thiokol SR113-TC-1 de la AGM-88) tracțiune în mod dublu (post-ardere, viteză de croazieră)
Lungime: 13ft 8 (417cm)
Diametru: 10 inchi (25,4 cm)
Anvergura aripilor: 44 (112 cm)
Greutate: 795 lb (361 kg)
Viteză: Mach 2+
Domeniu de aplicare: 60-170 km
Sistem de control și ghidare: GPS/INS, Homing Radar de Apărare Aeriană, Căutător de unde milimetrice (MMW), Sistem de comandă multi-spectral
Focos: până la 70 kg monobloc WAU-7 / B, putere crescută cu elemente de lovire din wolfram.
Transportatorii:
Marină: F/A-18C/D, FA-18E/F, EA-18G, EA-6B Prowler
ITAF: Tornado IDS/ECR
compatibilitate cu platforme: F-35, F-16 C/J,

Productie totala: 2169
Cost unitar: 994.000 USD
Costul total al proiectului: 1,9 miliarde USD.

Scopul pe termen lung al programului- aducerea dimensiunilor pentru a se incadra in compartimentele interne ale F-22 si JS, pastrand in acelasi timp caracteristicile de performanta atinse.

Opoziţie
(fragmente dintr-un interviu cu ziarul „Vremya Novostey” Corespondent: N. Poroskov)

OJSC „Sisteme de apărare” Victor Vishchuk:
Protecția împotriva PRR a fost tratată serios doar de Uniunea Sovietică. Cu toate acestea, toate încercările s-au rezumat la construirea unui duplicat al stației care trebuia protejat. Acest dublu a fost plasat departe de radarul principal și au încercat să reorienteze racheta spre el. Au făcut asta pentru radarele vechilor antiaeriene sisteme de rachete, precum S-200 (ucrainenii au folosit o astfel de rachetă pentru a doborî un avion care zbura din Israel cu câțiva ani în urmă) și pentru noul S-300. Sub auspiciile NPO Almaz, a fost dezvoltat și testat sistemul electronic de apărare Dubler. Dar a fost mai mult un complex pentru detectarea PRR-urilor, mai degrabă decât protejarea împotriva lor. Totul s-a limitat la testare; niciun produs nu a intrat în producție.

Doctor în științe tehnice Profesorul S. Narbikov (designer șef al Biroului de proiectare al JSC Kuntsevo, fondator al Biroului de proiectare al JSC-1)
Acele complexe de apărare erau evident condamnate. Aveau emițătoare voluminoase care erau la fel ca cele de pe stația principală, sau chiar mai puternice. De la ei la doi până la patru emițători falși a fost necesar să se așeze ghiduri de undă pe zeci de metri pentru a transmite energie. Acestea sunt tuburi metalice forma rectangulara. A fost nevoie de mult timp pentru a desfășura complexul de apărare; era foarte vulnerabil. Chiar și un mic fragment ar putea deteriora ghidul de undă, etanșeitatea ar fi spartă și întregul lor sistem ar fi inutilizabil. Apoi au existat încercări de a introduce ghiduri de undă flexibile care să semene cu furtunurile de incendiu. Dar s-au legănat de vânt și s-a pierdut energie la aplecare. O altă idee a fost să instalați reflectoare care să nu necesite ghiduri de undă. Totuși, și aici am întâlnit pierderi de energie în timpul transmisiei. În plus, era dificil să controlezi radiația de la reflector.

S. Narbikov: „... Punctul fals ar trebui să fie mai luminos și situat în lateral. Acesta este creat de emițătorii noștri autonomi, al căror număr poate fi de până la 12. Timpul lor de desfășurare este de 20-30 de minute. Emițătorii sunt controlați automat de la stația principală în funcție de modul său, simulând-o complet.Străinii le numesc fie bruitori, fie distractori.Fiecare emițător este un mini-transmițător cu o putere [ i]nu mai puțin de 4 kilowați pe impuls . Greutatea sa este de aproximativ 80 kg, funcționează cu baterii puternice în modul standby timp de 24 de ore, cu radiații timp de 3-4 ore. Emițătorii falși sunt transportați într-un vehicul Ural special transformat.

Trimiteți-vă munca bună în baza de cunoștințe este simplu. Utilizați formularul de mai jos

Studenții, studenții absolvenți, tinerii oameni de știință care folosesc baza de cunoștințe în studiile și munca lor vă vor fi foarte recunoscători.

Postat pe http://www.allbest.ru/

Definiții, notații și abrevieri

focos - unitate de luptă.

UR - rachetă ghidată.

RUS - senzor de viteză unghiulară.

LA este o aeronavă.

SSt - sistem de stabilizare.

LFC - caracteristici logaritmice amplitudine-frecvență și fază-frecvență.

SanPin - reguli sanitare si norme.

LOR - mecanism de acţionare

RP - mecanism de direcție

DOS - senzor de feedback

Introducere

Scopul și descrierea rachetei aer-suprafață AGM-158 Jassm.

Această lucrare prezintă o rachetă de luptă ghidată aer-sol - „AGM-158 JASSM”.

A reușit rachete de luptă clasa aer-suprafață, folosesc lansat dintr-o aeronavă pentru a distruge ținte terestre și maritime și sunt parte integrantă arme de aviație.

O rachetă constă dintr-un corp, un motor de rachetă și un focos de rachetă (focoș). Rachetele de aeronave ghidate, în plus, au un sistem de control al rachetelor cu organele executive comenzi și suprafețe de ridicare (aripă) pentru a crea portanță aerodinamică în timpul zborului. Din cauza probabilitate mare lovind o țintă, rachetele de avioane ghidate sunt clasificate drept arme de precizie.

Acest tip de rachetă este conceput pentru a distruge ținte terestre și maritime. Rachetele de aeronave strategice și operaționale-tactice sunt folosite de bombardiere strategice pentru a lovi ținte, respectiv, adânc în spatele liniilor inamice și în adâncimea operaţională(dacă este necesar să loviți ținte importante - și în zona tactică). Echipat cu un focos nuclear (poate exista o opțiune cu un focos convențional) și autonom sau sistem combinat control (de exemplu, un sistem de control inerțial cu corecție a terenului și orientare la secțiunea finală a traiectoriei).

Precizia ridicată a țintirii permite unei rachete de avion, chiar și cu un focos convențional, să lovească eficient țintele inamice la distanțe lungi.

Rachetele de avioane tactice sunt folosite de aeronavele tactice pentru a distruge ținte adâncimea tactică; sunt echipate, de regulă, cu un focos convențional (fragmentare puternic explozivă, cumulativ, casetă etc.); au o masă de la câteva zeci la câteva sute de kilograme, o rază de lansare de până la 100 km. Rachetele de avioane tactice ghidate pot avea un sistem de comandă radio, imagini termice, televiziune sau orientare cu laser. Așa cum a fost gestionat rachete de avioane rachetele sistemelor de rachete antitanc sunt utilizate pe scară largă în scopul propus Forțele terestreși sistemele de rachete antinavă ale Marinei (VMS).

Racheta este concepută pentru a distruge atât ținte staționare, cât și mobile (sisteme de apărare aeriană, buncăre, clădiri mari, obiecte ușor blindate și mici, puternic protejate, poduri) în condiții meteorologice simple și nefavorabile, zi și noapte.

Începând cu 2012, purtătoarele utilizate pentru această rachetă sunt bombardiere strategice B-52N (12 rachete), B-1B (24 rachete), B-2 (16 rachete), F-15E (3 rachete), precum și luptători tactici F-16 C și D (2 rachete), F/ A -18 (2 rachete), F-117 (2 rachete), F-35 JSF (2 rachete), „AGM-158 JASSM” este construit conform unei configurații aerodinamice normale - o aeronavă cu aripi joase cu eloni pliabile. Designul său folosește pe scară largă materiale compozite moderne, bazate pe fibre de carbon, folosind tehnologii cu semnătură radar scăzută. La fel de centrală electrică Se folosește motorul turboreactor J402-CA-100 cu un compresor și un sistem de combustibil îmbunătățit. Sistemul de control este combinat, inerțial cu corectarea erorilor sale acumulate în funcție de receptorul de semnal al sistemului de navigație prin satelit NAVSTAR; în partea finală a traseului de zbor un cap de orientare în infraroșu (cap de orientare IR) și software și hardware pentru recunoașterea autonomă a țintei poate fi folosit. Racheta este echipată cu un focos penetrant WDU-42/B de 1.000 lb (450 kg) și are o precizie de țintire de 8 picioare (aproximativ 3 m). De asemenea, focosul este echipat cu o linie de transmisie a datelor despre locația țintei și este posibil să se evalueze daunele cauzate.

În funcție de tipul țintei, se folosește un cluster sau un focos unitar (CU). În prezent, focosul de perforare a betonului J-1000 este instalat pe rachetă. Corpul focosului este realizat dintr-un aliaj metalic pe bază de oțel tungsten.

Masă de foarte eficientă sensibilitate scăzută exploziv AFX-757 este egal cu 109 kg. Focosul J-1000 cu o viteză de 300 m/s poate pătrunde în sol cu densitate medie până la o adâncime de 6,1 până la 24,4 m și poate străpunge plăci de beton armat cu o grosime totală de 1,2-2,1 m. Muniția BLU-97 GEM (acțiune combinată) va fi probabil folosită pentru a echipa focosul cluster.

La lansarea unei rachete pe o rază lungă de acțiune, apare o problemă în transmiterea informațiilor despre locația actuală a rachetei. Aceste informații sunt necesare, în special, pentru a determina dacă racheta a lovit ținta. Designul existent include un transmițător de tip BIA (Bomb Impact Assessment) (putere 25 W) și un dispozitiv de antenă pe corpul rachetei, oferind transmisie de date către aeronavele de recunoaștere strategică RC-135V și W la viteze de până la 9600 bps în intervalul de frecvență 391,7-398,3 MHz. Problema a fost rezolvată prin transmiterea datelor de la rachetă la aeronava releu prin satelit.

Modificări.

A fost dezvoltată o modificare a AGM-158 JASSM-ER (AGM-158B), care diferă de versiunea de bază rachete mărite rezervoare de combustibil, precum și un motor turboreactor Williams International F-107-WR-105 mai economic (bazat pe Williams F112). Datorită acestor îmbunătățiri, JASSM-ER poate lovi ținte la o distanță de până la 980 de kilometri de locul de lansare. Modificarea a primit denumirea oficială AGM-158B la jumătatea anului 2002, iar un contract cu US Air Force pentru dezvoltarea și demonstrarea JASSM-ER a fost încheiat în februarie 2004.

Testele de zbor au început în 2006, în producție în serie Racheta AGM-158B este în serviciu de la jumătatea anului 2008.

Tabel 1. Caracteristici de performanță

		AGM-158B JASSM-ER
	În funcțiune
Pregătirea operațională inițială
Gamă

Diametrul, m
Înălțime, m
Anvergura aripilor, m
Precizia punctării, m

Împingerea maximă, kN
Greutatea focosului, kg
Viteza aerului	775-1000 km/h (0,65-0,85 M)
focos	FMU-156/B „Soletă programabilă unificată”
Sistem de control	Inerțial (INS) cu corecție în funcție de date: GPS GNSS, geometrie relief și căutător IR
Unități produse (2012)
Cost unitar
Ani de utilizare
Operatori principali	Forțele aeriene americane, forțele aeriene australiene, forțele aeriene Coreea de Sud, Forțele aeriene olandeze, forțele aeriene finlandeze, forțele aeriene poloneze

Cost de producție: 0,7 milioane USD Costul total al programului: 3 miliarde USD Testare și operare:

Primul test JASSM a fost efectuat în ianuarie, al doilea în aprilie 2001. În timpul testelor de zbor ale prototipurilor de rachete, se verifică performanța motorului și a sistemului de ghidare. Pe baza rezultatelor obținute, sistemul de alimentare cu energie, mecanismul de desfășurare a aripii și software. Pentru a reduce rezistența aerodinamică și a îmbunătăți caracteristicile de manevră, forma suprafețelor de control și locația receptorului au fost, de asemenea, modificate. presiunea aerului. În octombrie 2009, JASSM a fost testat pentru fiabilitate. 15 ținte au fost atinse cu succes în 16 lansări.

1. Calculul caracteristicilor aerodinamice ale unei aeronave

Calculul aerodinamic este elementul cel mai important cercetare aerodinamică a unei aeronave sau a acesteia piese individuale(corp, aripi, coada, dispozitive de control). Rezultatele unor astfel de calcule sunt utilizate în calculele de traiectorie, în rezolvarea problemelor legate de rezistența obiectelor în mișcare, în determinarea performanța zborului LA.

Când luați în considerare caracteristicile aerodinamice, puteți utiliza principiul împărțirii caracteristicilor în componente individuale pentru corpuri izolate și suprafețe portante (aripi și coadă), precum și combinațiile acestora. În acest din urmă caz, forțele și momentele aerodinamice sunt determinate ca suma caracteristicilor corespunzătoare (pentru un corp izolat, aripi și coadă) și corecțiile de interferență datorate efectelor de interacțiune.

Forțele și momentele aerodinamice pot fi determinate folosind coeficienți aerodinamici.

Pe baza reprezentării forței aerodinamice totale și a momentului aerodinamic total în proiecții pe axele vitezei și respectiv ale sistemelor de coordonate aferente, se adoptă următoarele denumiri de coeficienți aerodinamici: - coeficienți aerodinamici de rezistență, forță laterală de ridicare; coeficienții aerodinamici ai momentelor de rostogolire, rotire și înclinare.

Metoda prezentată pentru determinarea caracteristicilor aerodinamice este aproximativă. Figura prezintă o diagramă a rachetei, aici L este lungimea aeronavei, dm este diametrul corpului aeronavei, este lungimea nasului, l este anvergura aripii cu partea ventrală (Fig. 1).

aeronave-rachetă cu motor de direcție

1.1 Lift

Forța de ridicare este determinată de formula

unde este presiunea vitezei, este densitatea aerului, S este aria caracteristică (de exemplu, aria secțiunii transversale a fuselajului) și este coeficientul de portanță.

Coeficientul este determinat de obicei în sistemul de coordonate al vitezei 0xyz. Alături de coeficient se ia în considerare și coeficientul de forță normală, care este determinat în sistemul de coordonate asociat.

Acești coeficienți sunt legați între ei prin relație

Ne imaginăm aeronava ca un set de următoarele părți principale: suprafața portantă a caroseriei (fuselajului), față (I) și spate (II). La unghiuri mici de atac și unghiuri de deviere ale suprafețelor de reazem, dependențele și sunt apropiate de liniare, adică pot fi prezentate sub formă

aici și sunt unghiurile de deformare ale suprafețelor portante din față și respectiv din spate; și sunt valorile de și la; , - derivate parțiale ale coeficienților față de unghiuri, și, luate la.

Valorile pentru aeronavele fără pilot sunt în majoritatea cazurilor aproape de zero, deci nu sunt luate în considerare în continuare. Suprafețele lagărelor din spate sunt folosite ca comenzi.

Determinarea coeficientului

haideti sa gasim derivata:

La unghiuri mici de atac și pentru, putem pune, atunci egalitatea (2) ia forma. Să ne imaginăm forța normală a aeronavei ca suma a trei termeni

fiecare dintre acestea poate fi exprimat prin coeficientul de forță normală corespunzător:

Împărțind egalitatea (3) termen cu termen și eliminând derivata față de, obținem la punctul 0

Unde; - coeficienţii de decelerare a debitului;

; ; - zonele relative ale pieselor aeronavei.

Să luăm în considerare mai detaliat cantitățile incluse în partea dreaptă a egalității (4).

Primul termen ia în considerare forța normală proprie a fuselajului, iar la unghiuri mici de atac este egală cu forța normală a fuzelajului izolat (fără a lua în considerare influența suprafețelor portante)

Al doilea termen caracterizează forța normală creată de suprafața portantă frontală și aplicată parțial consolelor și parțial corpului în zona de influență a acestora. Mărimea acestei forțe este exprimată în termeni de forță normală a aripilor izolate (adică aripi compuse din două console) folosind coeficientul de interferență k:

Cantitățile și kI sunt calculate la numărul Mach.

Al treilea termen din expresia (4) este similar celui de-al doilea. Singura diferență este că la determinarea unghiului de atac al suprafeței de lagăr din spate, este necesar să se țină cont de unghiul mediu al teșirii curgerii cauzat de suprafața de lagăr din față: . La unghiuri mici de atac dependența este aproape liniară. În acest caz, derivata poate fi exprimată ca

Toate cantitățile incluse în (5) sunt calculate la numărul Mach.

Mai jos sunt tabele cu parametrii geometrici ai tuturor componente rachete.

1.2 Parametrii geometrici de bază ai pieselor aeronavei (AGM-158 Jassm)

Masa de aripa 2

Principalele caracteristici geometrice ale aripii:
desemnare	Nume
	coarda aripii
	coarda terminală
	coarda laterală
	coarda rădăcină
	zona planului aripii
	anvergura aripilor cu partea ventrală
	extensia aripii cu partea ventrală
	îngustarea aripii cu partea ventrală
	anvergura aripilor
	zona consolei în plan
bav.k=Sk/lk	coarda geometrică medie a consolelor aripii
	îngustarea consolelor aripilor
	unghiul de măturare a marginii anterioare a aripii
	Unghiul de mișcare a aripii (de-a lungul liniei a patra a acordului)

Locuințe Tabelul 3

Principalele caracteristici geometrice ale carcasei izolate:
desemnare	Nume
	diametrul secțiunii mediane
	lungimea fuselajului
	lungimea capului
	lungimea piesei cilindrice
	lungimea pupa
	diametrul de tăiere inferioară
	semiunghi la vârful conului capului
	extensia corpului (fuselaj)
	extensia capului
	prelungirea piesei cilindrice
	extensia pupa
	zona secțiunii mediane
	zona capului
	suprafata cilindrica
	suprafața laterală a pupei
	îngustarea pupei

Tabelul penajului 4

1.3 Determinarea coeficienților de susținere aerodinamică ai elementelor izolate ale aeronavei (AGM-158 Jassm)

Aripă izolată.

La unghiuri mici de atac, coeficientul de ridicare al aripilor plate nerăsucite cu profil simetric este determinat de formula:

Derivata parțială depinde de numărul M și de forma aripilor în plan, caracterizate prin îngustare și unghi de măturare.

Conform teoriei liniare, derivata este determinată folosind următoarele relații funcționale:

Din formula 9 găsim la M=0,3 și M=0,95:

Corp izolat (fuselaj).

Atunci când curge în jurul unui fuselaj instalat la un anumit unghi pozitiv de atac, o forță Y apare normală pe axa fuselajului.Distribuția presiunii de-a lungul părții din față a fuzelajului creează o forță pozitivă, de-a lungul părții din spate - o forță negativă, iar forța normală asupra piesei cilindrice conform teoriei corpuri subtile egal cu zero. Se notează derivata coeficientului aerodinamic al acestei forțe în raport cu unghiul de atac.

Rezultatele testelor într-un tunel de vânt a unei serii de modele de corpuri de rotație, care sunt o combinație a unei părți conice a nasului cu una cilindric, au arătat că valoarea poate fi reprezentată prin următoarea relație funcțională:

Într-un flux subsonic, indiferent de forma părții capului, derivata este egală cu:

Din formula 11 găsesc pentru M=0,3 și M=0,95:

Penajul izolat.

Fluxul din jurul empenajului, situat în partea de coadă a aeronavei, are unele caracteristici în comparație cu fluxul din jurul aripilor, datorită faptului că empenaajul este situat în zona de curgere inhibată de aripi și corp.

Coeficientul mediu de frânare debit la coadă:

Kop=qop/q (12)

unde qop este presiunea de viteză a fluxului în zona penajului; q este presiunea vitezei fluxului care se apropie.

Pentru aeronaveÎntr-o schemă normală (aeronava), acest coeficient depinde de locația cozii în raport cu corp și aripi și variază în următoarele limite: Kop=0,85…1,00. Dacă coada este situată în afara traseului aerodinamic al aripii, atunci Kop=1.

Su a.op=Kop (Kaa)op(1-) (13)

Pentru a calcula caracteristicile unei cozi plate și subțiri, având o formă triunghiulară în plan, cu marginile frontale subsonice ale cozii, puteți folosi formula:

unde E(k) este o integrală eliptică de al doilea fel cu parametrul:

Valoarea E(k) a integralelor eliptice:

Din formula 14 găsim valoarea la M=0,3 și M=0,95:

Înlocuind valorile coeficienților aerodinamici în expresia 4, obținem valoarea totală:

Acum găsim valoarea forței de ridicare folosind formula:

1.4 Momentul pitch

Când studiem momentele forțelor care acționează asupra aeronavei, în special momentele de pas, vom folosi sistemul de coordonate asociat 0x1y1z1. Momentul de tanare sau momentul longitudinal este cauzat de forțele aerodinamice și de reacție. Având în vedere momentul forțelor aerodinamice, este convenabil să se introducă conceptul de coeficient adimensional

Mărimea momentului aerodinamic la o anumită viteză de zbor și altitudine depinde de o serie de factori și, mai ales, de G unghiurile de atac și de deviere ale comenzilor. În plus, mărimea cuplului este afectată de viteza unghiulară de rotație a aeronavei , precum și rata de modificare a unghiului de atac și de deviere a cârmelor, caracterizată prin derivate Și . T A în acest fel

(18)

Pentru valori mici ale argumentelor, expresia (18) poate fi reprezentată ca o funcție liniară

(19)

Unde Și etc. - derivate parțiale ale momentului de tanșare în raport cu Cu oo T parametrii relevanți.

Coeficient de moment adimensional este o funcție numai a parametrilor adimensionali. Deoarece mărimile, și au dimensiunea I/s, în locul lor se introduc viteza unghiulară adimensională și derivate adimensionale, . Expresia generală a coeficientului de moment longitudinal pentru valori mici ale parametrilor etc. se pare ca

(20)

Pentru a simplifica înregistrarea cantităților incluse în expresiile (18) și (19), indicele „I” va fi omis în viitor. În plus, vom omite liniuțele în notația derivatelor parțiale

Moment de pitch la

Să luăm în considerare mărimea momentului longitudinal aerodinamic care acționează asupra aeronavei, cu condiția ca viteza unghiulară, unghiul de atac și unghiurile de deviere ale comenzilor să rămână constante în timp.

Să introducem conceptul de centru de presiune al aeronavei. Centrul de presiune este un punct de pe axa longitudinală 0x1 prin care trec forțele aerodinamice rezultate.

Momentul forțelor aerodinamice relativ la centrul de presiune poate fi exprimat ca și coeficientul de moment

(21)

aici este coordonata centrului de greutate al aeronavei, este coordonata centrului de presiune (raportul se face din nasul corpului).

Prin analogie cu conceptul de centru de presiune al întregii aeronave, introducem și conceptul de centre de presiune ale părților sale ca puncte de aplicare a forțelor normale create de aceste părți.

Din starea de echilibru pe care o avem

(22)

De aici găsim expresia pentru:

(23)

(24)

La unghiuri mici de atac și unghiuri de deviere a cârmei, este convenabil să folosiți conceptul de puncte focale aerodinamice ale aeronavei. Focalizarea aeronavei după unghiul de atac este punctul de aplicare a acelei părți a forței normale care este proporțională cu unghiul de atac (adică). Apoi, cu comenzile fixe, momentul forțelor aerodinamice în raport cu axa 0z1 care trece prin punctul focal nu depinde de unghiul de atac. În mod similar, se poate demonstra că momentul despre focalizare nu depinde de, iar momentul despre focalizare nu depinde de.

Folosind conceptul de focare aerodinamice, putem scrie următoarea expresie pentru coeficientul momentului de pas al avionului la unghiuri mici și:

(25)

Unde,

,

.

În aceste expresii, sunt coordonatele focarelor de-a lungul și.

Din formula 21 găsim momentul de tanare la M=0,3 și M=0,95:

1.5 Determinarea momentului de inerție

Momentul de inerție pentru rachetă: „AGM-158 Jassm” este calculat prin formula:

Concluzie la secțiune

În această secțiune, au fost determinați toți parametrii geometrici ai rachetei aer-suprafață „AGM-158 Jassm”. S-au găsit și coeficienți de ridicare, lift iar momentul de inerție al acestei aeronave în două moduri de zbor la M=0,3 și M=0,95.

2. Enunțarea problemei

2.1 Scopul sistemului de stabilizare

Un sistem de stabilizare a aeronavei se numește de obicei un set de dispozitive (inclusiv aeronava însăși ca obiect de control) situate la bordul aeronavei și concepute pentru a corecta caracteristicile dinamice ale aeronavei și pentru a modifica în mod programatic unele dintre coordonatele unghiulare ale acesteia (cel mai adesea unghiurile de rostogolire, înclinare și rotire).

Sistemul de stabilizare include actuatoare (actuatoare de direcție a aeronavei), senzori pentru informații despre starea aeronavei (măsurarea vitezelor unghiulare, unghiurilor și accelerațiilor normale), precum și diverse dispozitive de amplificare-conversie care implementează feedback asupra acestor coordonate. Senzori și echipamente de informații părere se numește pilot automat, deci se obișnuiește să spunem că sistemul de stabilizare constă dintr-o aeronavă cu actuatoare de direcție, ca obiect de control, și un pilot automat.

Sistemul de stabilizare a aeronavei este un subsistem al sistemului de control al aeronavei de un nivel ierarhic superior - sistemul de ghidare.

De obicei, o aeronavă manevrabilă fără pilot este stabilizată în raport cu toate cele trei axe de coordonate ale sale. Întrucât forțele și momentele perturbatoare acționează continuu asupra aeronavei, sistemul de stabilizare trebuie să fie un sistem de control automat tip închis. În astfel de sisteme, stabilizarea se realizează prin crearea momentelor de control menite să elimine eroarea rezultată.

Să notăm funcțiile de transfer ale aeronavei a12+a11a42 când se deplasează în plan vertical.

După cum se știe, procesul de reducere a funcției de transfer a unei aeronave la forma de legături standard este determinat de semnul sumei a12+a11a42.

Pentru o aeronavă stabilă cu un design convențional (a12+a11a42>0), funcțiile de transfer au forma:

unde k este coeficientul de transfer;

T0-constanta de timp;

Coeficientul de amortizare relativ.

Pentru o aeronavă instabilă (a12+a11a42<0)

Principalele concluzii la care duce analiza funcțiilor de transfer reduse în funcție de condițiile de zbor.

1. Pentru aceeași aeronavă în diferite moduri de zbor, coeficienții dinamici se modifică de zeci și chiar (în unele cazuri) de sute de ori.

2. De regulă, modurile de zbor determinante sunt cele caracterizate prin valori maxime și minime ale presiunii vitezei.

3. Coeficienții a13, a44 și sunt maximi la valorile maxime ale presiunii vitezei și minime la valorile minime ale presiunii vitezei.

4. Pentru aeronavele de mare energie, la care rezerva de combustibil atinge 50% din greutatea de lansare sau mai mult, la diferite moduri de zbor pentru aceeași aeronavă, din cauza modificărilor semnificative de aliniere, coeficientul de stabilitate statică mz poate fi pozitiv sau negativ . De regulă, pe măsură ce se consumă combustibil, alinierea aeronavei se deplasează înainte (vezi Fig. 3), astfel încât marja de stabilitate crește.

5. Pentru un număr mare de moduri, valoarea coeficientului de amortizare propriu al aeronavei este mică și variază între 0,05...0,2.

Astfel, aeronava ca obiect de control este un ansamblu de legături dinamice (legătură oscilativă, legătură oscilativă cu diferențiere reală, aperiodică cu instabilă), caracterizată printr-o răspândire mare a tuturor coeficienților dinamici (coeficienți de câștig și constante de timp), amortizare slabă a oscilații și, în unele cazuri, instabilitate statică. Prin urmare, pentru a construi caracteristicile necesare de stabilitate și controlabilitate, este nevoie de un sistem automat de stabilizare, a cărui sinteză face obiectul acestei teze.

2.2 Cerințe pentru sistemul de stabilizare

Cerințele pentru sistemul de stabilizare sunt tipice pentru sistemele de urmărire: acestea trebuie să proceseze semnalele furnizate la intrarea lor rapid și precis. În plus, trebuie să contracareze rapid și precis perturbările. De obicei, acești parametri sunt caracterizați prin timp tranzitoriu, depășire, ordine astatică și erori statice.

Ceea ce este important este insensibilitatea sistemului la modificările parametrilor atât ai produsului în sine (variații ale caracteristicilor statice și dinamice), cât și blocurile rămase ale circuitului de stabilizare: senzori (sistem de navigație), dispozitive de acționare (cameră, cârme), etc. În plus, sistemul de stabilizare trebuie să funcționeze pe toate secțiunile traiectoriei, la toate modurile de viteză etc. Această proprietate a sistemelor de control este uneori numită „robustețe” sau „rugozitate” a sistemului. Această proprietate este atât de importantă încât, pentru a o asigura, viteza și precizia sistemului pot fi reduse la un anumit nivel.

Sistemele de control sunt de obicei supuse cerințelor privind marjele de stabilitate în fază și amplitudine. Aceste rezerve, într-un fel, asigură robustețea sistemului. Este clar că cerințele de precizie și robustețe menționate anterior pot fi îndeplinite printr-un sistem care are marjele de stabilitate necesare. Dacă acest lucru este verificat cumva (de exemplu, folosind modelarea matematică), atunci nu este necesar să se evalueze marjele de stabilitate în fază și amplitudine, deși este de dorit.

Sistemele neliniare, cum ar fi sistemul de stabilizare, se caracterizează prin prezența auto-oscilațiilor. Restricții sunt impuse și asupra auto-oscilațiilor. De regulă, aceasta este o limitare a amplitudinii și frecvenței, nu numai a parametrilor de mișcare ai produsului în sine, ci și a tuturor dispozitivelor de circuit de stabilizare. De exemplu, în anumite condiții, cârmele unei rachete se pot auto-oscila cu amplitudine și frecvență semnificative, iar produsul în sine se va mișca aproape liniar. Deși în acest caz cerințele pentru precizia traiectoriei nu sunt încălcate, partea mecanică a sistemului de direcție se va uza și poate eșua.

Cerințe privind marjele de stabilitate și calitatea controlului

Sistemul închis trebuie să fie stabil, cu marje de stabilitate:

În fază: 30° ? ?ts?80°

După amplitudine: ?Lm? 6 dB.

Timpul procesului de tranziție nu este mai mare de 1,5 s.

Depășire - nu mai mult de 12%.

2.3 Formarea datelor inițiale

Aeronava:

Designul aerodinamic este „fără coadă”;

Viteza de zbor Vmax=314 m/s, Vmin=33 m/s;

Greutate m=1050 kg;

Suprafata aripii S=0,564 m2;

aripa MAR ba=0,235 m;

Secțiunea mediană a carenei D=0,55 m;

Moment de inerție Jz=39,7 kg.m2

Sistem de stabilizare:

Desemnare	Nume	modul 1	al 2-lea mod
	Viteza de balansare
	Viteză
	Raport de transmisie
	Timpul constant
	Coeficient de amortizare
	coeficientul LA
	Forța de ridicare

Astfel, funcția de transfer a unei aeronave libere va lua următoarea formă:

Sistemul de directie:

Funcția de transfer a RP va lua următoarea formă:

Concluzie la secțiune

În această secțiune au fost generate date pentru sinteza ulterioară a sistemului de stabilizare și anume, au fost obținute funcțiile de transfer ale aeronavei în două moduri de zbor și a fost obținută funcția de transfer a RP.

3. Sinteza sistemului de stabilizare

3.1 Sistem de stabilizare fără RP

3.1.1 Stabilizarea unghiului de pas

Fig.2. Schema structurala

Să asamblam această diagramă bloc pentru primul mod de zbor în mediul de modelare Simulink

Fig.3 Schema bloc inițială a sistemului de stabilizare a unghiului de pas pentru modul 1

În acest sistem kv=8, µz=0,35. Să construim un răspuns logaritmic amplitudine-frecvență al sistemului cu acești parametri

Fig.4. LFC al sistemului de stabilizare cu parametrii kv=8, µz=0,35 pentru modul 1 (deschis)

Fig.5 Proces tranzitoriu al sistemului de stabilizare cu parametrii kv=8, µz=0,35 pentru primul mod

Fig.6. LFC al sistemului de stabilizare cu parametrii kv=8, µz=0,35 pentru primul mod

Acum să asamblam o diagramă bloc pentru al doilea mod de zbor în mediul de modelare Simulink

Fig.7. Schema bloc inițială a sistemului de stabilizare a unghiului de pas pentru modul 2

În acest sistem kv=0,5, µz=0,02. Să construim un răspuns logaritmic amplitudine-frecvență al sistemului cu acești parametri

Fig.8. LFC al sistemului cu parametrii kv=0,5, µz=0,02 pentru al 2-lea mod (deschis)

Să construim procesul tranzitoriu și LAPFC al unui sistem în buclă închisă

Fig.9. Proces tranzitoriu al sistemului de stabilizare cu parametrii kv=0,5, µz=0,02 pentru al 2-lea mod

Fig. 10 LFC al sistemului cu parametrii kv=0,5, µz=0,02 pentru al 2-lea mod

3.1.2 Stabilizarea altitudinii prin circuitul de control al pasului

Fig. 11. Schema structurala

Să asamblam această diagramă bloc pentru primul mod de zbor în mediul de modelare Simulink.

Fig. 12. Schema bloc inițială a sistemului de stabilizare a înălțimii pentru modul 1

În acest sistem kn=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35. Să construim un răspuns logaritmic amplitudine-frecvență al sistemului cu acești parametri

Fig. 13. LFC al sistemului de stabilizare cu parametrii kn=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35 pentru modul 1 (deschis)

Fig. 14 Proces tranzitoriu al sistemului de stabilizare cu parametrii kн=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35 pentru primul mod

Fig. 15. LFC al sistemului de stabilizare cu parametrii kn=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35 pentru modul 1

Acum să asamblam o diagramă bloc pentru al doilea mod de zbor în mediul de modelare Simulink:

Fig. 16. Schema bloc inițială a sistemului de stabilizare a înălțimii pentru modul 2

În acest sistem kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02. Să construim un răspuns logaritmic amplitudine-frecvență al sistemului cu acești parametri.

Fig. 17. LFC al sistemului cu parametrii kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02 pentru modul 2 (deschis)

Să construim procesul tranzitoriu și LAPFC al unui sistem în buclă închisă

Fig. 18. Proces tranzitoriu al sistemului de stabilizare cu parametrii kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02 pentru al 2-lea mod

Fig. 19 LFC al sistemului cu parametrii kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02 pentru al 2-lea mod

3.2 Acționarea direcției sistemului de stabilizare

Vom alege o unitate de direcție electromecanică ca transmisie de direcție, deoarece nu necesită întreținere de rutină și nu conține garnituri de cauciuc, a căror funcționare trebuie verificată în sistemele de direcție electrohidraulice.

În acționările electromecanice de direcție, numai factorul de calitate poate fi variat, deoarece constantele de timp Tm, Tya sunt determinate de parametrii motorului electric selectat. În această teză alegem un motor electric cu magneți din pământuri rare.

Fig.20 Diagrama bloc a RP

În acest sistem D=72, ky=200, kos=0,3, kum=0,12. Să construim un răspuns logaritmic amplitudine-frecvență al sistemului cu acești parametri

Fig.21. LACCH RP (sistem în buclă deschisă)

Din Figura 21 este clar că sistemul satisface marjele de stabilitate necesare. Marja de amplitudine este de 32,4 dB, marja de fază este de 49,7 grade.

Să construim procesul tranzitoriu RP cu parametrii: D=72, ky=200, kos=0.3, kum=0.12

Fig.22. Proces tranzitoriu al RP

Timpul tranzitoriu este de 0,035 s.

RP:

Fig.23. LACHH RP

RP cu factor de calitate 180

Diagrama bloc RP:

Fig.24. Diagrama bloc RP

În acest sistem D=180, ky=500, kos=0,3, kum=0,12. Să construim un răspuns logaritmic amplitudine-frecvență al sistemului cu acești parametri:

Fig.25. LACCH RP (sistem în buclă deschisă)

Din Figura 25 este clar că sistemul satisface marjele de stabilitate necesare. Marja de amplitudine este de 24,4 dB, marja de fază este de 32,1 grade.

Acum să închidem sistemul:

Să construim procesul tranzitoriu RP cu parametrii: D=180, ky=500, kos=0.3, kum=0.12

Fig.26. Proces tranzitoriu al RP

Timpul tranzitoriu este de 0,029 s.

Să calculăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică a RP

Fig.27. LACHH RP

Din grafice reiese clar că sistemele sunt stabile și satisfac calitatea specificațiilor. Prin urmare, acest mecanism de direcție poate fi folosit pentru un sistem de stabilizare.

3.3 Sistem de stabilizare cu RP.

3.3.1 Sistem de stabilizare a unghiului de pas cu RP

RP cu factor de calitate 72.

Schema bloc a sistemului de stabilizare a unghiului de pas cu RP pentru primul mod de zbor kv=8, µz=0,35, D=72:

Fig.28. Schema bloc a sistemului de stabilizare a unghiului de pas cu RP pentru modul 1

Să calculăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică

Fig.29. LACCH SSt cu RP (sistem în buclă deschisă) pentru primul mod

Din Figura 29 este clar că sistemul satisface marjele de stabilitate necesare. Marja de amplitudine este de 6,77 dB, marja de fază este de 67,3 grade.

Să construim procesul tranzitoriu SST cu RP și parametri, kv=8, µz=0,35, D=72:

Fig.30. Procesul de tranziție al SST cu RP (y=5,81%) pentru primul mod

Timpul tranzitoriu este de 0,365 s.

Depășire de 5,81%.

Să setăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică a SST cu RP și parametri, kv=8, µz=0,35, D=72

Fig.31. LACCH SSt cu RP pentru primul mod

Schema bloc a sistemului de stabilizare a unghiului de pas cu RP pentru al 2-lea mod de zbor kv=0,5, µz=0,02, D=72

Fig.32. Schema bloc a sistemului de stabilizare a unghiului de pas cu RP pentru modul 2

Să calculăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică

Fig.33. LACCH SSt cu RP (sistem în buclă deschisă) pentru al doilea mod

Din Figura 33 este clar că sistemul satisface marjele de stabilitate necesare. Marja de amplitudine este de 4,49 dB, marja de fază este de 103 grade.

Să construim procesul de tranziție SST cu RP și parametri, kv=0.5, µz=0.02, D=72

Fig.34. Proces tranzitoriu SST cu RP (y=0%) pentru al doilea mod

Timpul tranzitoriu este de 0,517 s.

Depășire 0%.

Să setăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică a SST cu RP și parametri, kv=0,5, µz=0,02, D=72

Fig.35. LACCH SSt cu RP pentru al 2-lea mod

Sistemul este stabil, cerințele specificațiilor tehnice nu sunt îndeplinite (marja de amplitudine mică).

RP cu factor de calitate 180.

Schema bloc a sistemului de stabilizare a unghiului de pas cu RP pentru primul mod de zbor kv=8, µz=0,35, D=180

Fig.36. Schema bloc a sistemului de stabilizare a unghiului de pas cu RP pentru modul 1

Să calculăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică

Fig. 37 LFC al SSt cu RP (sistem în buclă deschisă) pentru primul mod

Din Figura 37 este clar că sistemul satisface marjele de stabilitate necesare. Marja de amplitudine este de 14,9 dB, marja de fază este de 70,2 grade.

Să construim procesul de tranziție SST cu RP și parametri, kv=8, µz=0.35, D=180

Fig.38. Proces tranzitoriu de SST cu RP (y=0%) pentru primul mod

Timpul tranzitoriu este de 0,386 s.

Depășire 0%.

Să setăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică a SST cu RP și parametri, kv=8, µz=0,35, D=180:

Fig.39. LACCH SSt cu RP pentru primul mod

Sistemul este stabil, cerințele specificațiilor tehnice sunt îndeplinite.

Schema bloc a sistemului de stabilizare a unghiului de pas cu RP pentru al 2-lea mod de zbor kv=0,5, µz=0,02, D=180

Fig.40 Schema bloc a sistemului de stabilizare a unghiului de pas cu RP pentru modul 2

Să calculăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică

Fig.41 LFC al SSt cu RP (sistem în buclă deschisă) pentru al 2-lea mod

Din Figura 41 este clar că sistemul satisface marjele de stabilitate necesare. Marja de amplitudine este de 13,1 dB, marja de fază este de 106 grade.

Să construim procesul de tranziție SST cu RP și parametri, kv=0.5, µz=0.02, D=180

Fig.42. Proces tranzitoriu SST cu RP (y=0%) pentru al doilea mod

Timpul tranzitoriu este de 0,529 s.

Depășire 0%.

Să setăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică a SST cu RP și parametri, kv=0.5, µz=0.02, D=180

Fig. 43. LFC SSt cu RP pentru al 2-lea mod

Sistemul este stabil, cerințele specificațiilor tehnice sunt îndeplinite.

3.3.2 Sistem de stabilizare a înălțimii cu RP

RP cu factor de calitate 72.

Schema bloc a sistemului de stabilizare a altitudinii cu RP pentru primul mod de zbor kn=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35, D=72

Fig.44. Schema bloc a sistemului de stabilizare a înălțimii cu RP pentru modul 1

Să calculăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică

Fig. 45. LFC al SSt cu RP (sistem în buclă deschisă) pentru primul mod

Din Figura 45 este clar că sistemul satisface marjele de stabilitate necesare. Marja de amplitudine este de 11,9 dB, marja de fază este de 62,5 grade.

Să construim procesul de tranziție SST cu RP și parametri, kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35, D=72

Fig. 46. Procesul de tranziție a SST cu RP (y=4,2%) pentru primul mod

Timpul tranzitoriu este de 0,565 s.

Depășire de 4,2%.

Să setăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică a SST cu RP și parametri, kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35, D=72

Fig.47 LFC SSt cu RP pentru primul mod

Sistemul este stabil, cerințele specificațiilor tehnice sunt îndeplinite.

Schema bloc a sistemului de stabilizare a altitudinii cu RP pentru al 2-lea mod de zbor kn=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02, D=72

Fig.48. Schema bloc a sistemului de stabilizare a altitudinii cu RP pentru modul 2

Să calculăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică

Fig.49. LACCH SSt cu RP (sistem în buclă deschisă) pentru al doilea mod

Din Figura 49 este clar că sistemul satisface marjele de stabilitate necesare. Marja de amplitudine este de 12,1 dB, marja de fază este de 70,7 grade.

Să construim un proces tranzitoriu de SST cu RP și parametri, kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02, D=72:

Fig.50. Proces tranzitoriu SST cu RP (y=0%) pentru al doilea mod

Timpul tranzitoriu este de 0,353 s.

Depășire 0%.

Să setăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică a SST cu RP și parametri, kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02, D=72

Fig.51. LACCH SSt cu RP pentru al 2-lea mod

Sistemul este stabil, cerințele specificațiilor tehnice sunt îndeplinite.

RP cu factor de calitate 180.

Schema bloc a sistemului de stabilizare a altitudinii cu RP pentru primul mod de zbor kn=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35, D=180

Fig. 52. Schema bloc a sistemului de stabilizare a înălțimii cu RP pentru modul 1

Fig.53. LACCH SSt cu RP (sistem în buclă deschisă) pentru primul mod

Din Figura 53 este clar că sistemul satisface marjele de stabilitate necesare. Marja de amplitudine este de 11,7 dB, marja de fază este de 62,5 grade.

Să construim procesul de tranziție SST cu RP și parametri, kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35, D=180

Fig.54. Proces de tranziție a SST cu RP (y=4,17%) pentru primul mod

Timpul tranzitoriu este de 0,561 s.

Depășire de 4,17%.

Să setăm caracteristica logaritmică amplitudine-frecvență a SST cu RP și parametri, kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35, D=180

Fig.55. LACCH SSt cu RP pentru primul mod

Sistemul este stabil, cerințele specificațiilor tehnice sunt îndeplinite.

Schema bloc a sistemului de stabilizare a altitudinii cu RP pentru al 2-lea mod de zbor kn=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02, D=180

Fig.56. Schema bloc a sistemului de stabilizare a altitudinii cu RP pentru modul 2

Să setăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică:

Fig.57. LACCH SSt cu RP (sistem în buclă deschisă) pentru al doilea mod

Din Figura 57 este clar că sistemul satisface marjele de stabilitate necesare. Marja de amplitudine este de 12,3 dB, marja de fază este de 70,9 grade.

Să construim un proces tranzitoriu SST cu RP și parametri, kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02, D=180

Fig.58. Proces tranzitoriu SST cu RP (y=0%) pentru al doilea mod

Timpul tranzitoriu este de 0,348 s.

Depășire 0%.

Să setăm caracteristica amplitudine-frecvență logaritmică a SST cu RP și parametri, kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02, D=180

Fig.59. LACCH SSt cu RP pentru al 2-lea mod

3.4 Calculul puterii motorului și al raporturilor de transmisie IM

3.4.1 Determinarea puterii motorului

Pentru a proiecta canalul de energie, vom folosi condiția pentru îndeplinirea modurilor de funcționare ale variatorului specificate în specificațiile tehnice. Pentru aceasta, este necesar și suficient ca IIMX să acopere toate punctele stării dinamice a actuatorului.

Specificațiile tehnice oferă următoarele moduri de funcționare:

Ținând cont de factorul de siguranță:

3.4.2 Selectarea motorului

Să alegem un motor din catalogul Parker. Motorul fără cadru K089300-4Y este potrivit pentru acest proiect.

3.4.3 Determinarea raportului de transmisie

Din condițiile de mai sus determinăm gama de rapoarte de transmisie:

Alegem din motive de design.

Conform specificațiilor tehnice, există restricții privind dimensiunile unității; nu va fi posibilă construirea unei cutii de viteze cu un raport de transmisie atât de mare fără utilizarea unor soluții speciale de proiectare. Această problemă poate fi rezolvată în felul următor: împărțiți cutia de viteze în două etape. În acest caz, prima treaptă este conectată la motor, adică arborele motorului este și arborele de intrare al primei trepte. Legătura de ieșire a acestei etape este un separator, care trece fără probleme în arborele etapei următoare. Un generator de undă este atașat rigid de arbore, care transmite mișcarea către separatorul legăturii de ieșire. Astfel, partea mecanică a acționării constă dintr-un motor electric, o primă treaptă și o treaptă de ieșire.

3.5 Selectarea elementelor

3.5.1 Motor Parker 089300-4Y

O vedere generală a motorului și a componentelor acestuia este prezentată în figuri.

Fig.60 Vedere generală în secțiune transversală a motorului

Parametri principali:

Dimensiuni geometrice Parker 089300-4Y

Fig.61 Stator

Fig.62 Rotor

										Lungimea stivei, mm

Caracteristicile mecanice ale motorului Parker 089300-4Y și punctul de funcționare sunt prezentate în Figura 63.

Fig.63. Caracteristicile mecanice ale motorului Parker 089300-4Y

unde continue sunt modurile de funcționare pe termen lung, intermitente sunt modurile de funcționare pe termen scurt.

3.5.2 Senzor de feedback

Ca DOS, vom alege un senzor de unghi de inducție DU-50-25 fabricat de JSC Concern TsNII Elektropribor, care are următoarele caracteristici:

Tensiunea nominală de alimentare, V
Frecvența nominală a tensiunii de alimentare, kHz
Gama de frecvență de funcționare, kHz
Raportul de reducere electric
Eroare de conversie unghiulară, ang. nu mai mult de secunde
Consum de curent, A, nu mai mult
Tensiunea maximă de ieșire, V, nu mai puțin
EMF rezidual, mV
Defazare a tensiunii de ieșire în raport cu intrarea,
Greutate, kg, nu mai mult

Dimensiunile generale de instalare și conectare ale senzorului de unghi de inducție DU-50-25 sunt prezentate în Figura 64.

Fig.64. Dimensiunile generale, de instalare și de conectare ale senzorului de unghi de inducție DU-50-25.

Cerințele pentru locațiile de montare ale senzorului de unghi de inducție DU-50-25 sunt prezentate în Figura 65.

Fig.65. Cerințe pentru locațiile de montare ale senzorului de unghi de inducție DU-50-25.

3.6 Calculul dimensiunilor totale ale legăturilor IM

Folosim o cutie de viteze bazată pe transmisia undelor.

Date inițiale pentru proiectarea cutiei de viteze:

Diagrama de proiectare a transmisiei undelor este prezentată în Figura 66.

Fig.66. Schema structurală a transmiterii undelor: 1. generator de undă, 2 - separator, 3 - elemente de rulare, 4 - roată rigidă

Deci, ne-am hotărât asupra raportului de transmisie necesar pentru ca unitatea să funcționeze, acum trebuie să alegem cum să-l împărțim în două etape. Conform designului, se dovedește că lungimea treptei de ieșire este semnificativ mai mare decât lungimea primei, iar dacă raportul de transmisie al treptei de ieșire este prea mare, atunci prima treaptă va avea o sarcină prea mare, ceea ce înseamnă că nu va rezista datorita dimensiunilor sale mici. Dacă considerăm că raportul de transmisie al treptei de ieșire este mic, atunci dimensiunile acestei trepte vor crește semnificativ datorită creșterii rândurilor de elemente de rulare. Deci, concluzionăm: ar fi optim să împărțim raportul de transmisie aproximativ la jumătate.

Din considerente de proiectare și evaluări ale experților, pentru q=150 necesar, s-a decis utilizarea unui circuit în două trepte cu rapoarte de transmisie pentru treapta de ieșire și pentru etapa intermediară.

3.6.1 Calculul etajului de ieșire.

Date de intrare pentru proiectarea etapei de ieșire:

unde M este momentul maxim de sarcină, n este numărul de rânduri de elemente de rulare, este un coeficient care caracterizează creșterea momentului admisibil la utilizarea rolelor. Pentru role.

Luăm valoarea finală drept cea mai apropiată valoare mai mare conform GOST 25255-82.

Să determinăm relațiile geometrice de bază ale transmisiei undelor cu corpurile rulante:

Grosimea separatorului,

Diametrul rolei,

Raza medie a separatorului

Orez. 67. Dimensiuni geometrice de bază ale transmiterii undelor cu corpuri de rulare

Există, de asemenea, dependențe pentru diametrele exterior și interior D și d, precum și lungimea transmisiei L:

3.6.2 Calculul etapei intermediare.

Date inițiale pentru proiectarea unei etape intermediare:

Să determinăm numărul de corpuri de rulare pe rând:

unde este numărul de corpuri rulante pe rând.

Vom alege role ca corpuri de rulare pentru o capacitate de încărcare mai mare.

Numărul de rânduri de role în transmisie

Diametrul minim al rolelor este determinat de formula:

unde M este momentul maxim de încărcare (în acest caz), n este numărul de rânduri de elemente de rulare, este un coeficient care caracterizează creșterea momentului admisibil la utilizarea rolelor. Pentru role.

Luăm valoarea finală drept cea mai apropiată valoare mai mare conform GOST.

Să determinăm relațiile geometrice de bază ale transmisiei undelor cu corpurile rulante (vezi Fig. 70):

Raza interioară a cercului de-a lungul depresiunilor roții rigide,

Excentricitatea discului generator de unde,

Grosimea separatorului,

Diametrul rolei,

Distanța dintre separator și proeminențele roții rigide și dintre separator și discul formator de undă,

H - grosimea peretelui generatorului de undă (roată rigidă),

Diametrul discului generator de unde

Raza medie a separatorului

Să calculăm toate dimensiunile geometrice necesare folosind formulele de mai sus.

3.7 Descrierea proiectării și principiului de funcționare

Asamblarea acestui design se efectuează în următoarea ordine (a se vedea desenul de asamblare): Un PC excentric (8) este fixat pe arborele (7) folosind chei (39), apoi un rulment fără o cale interioară GOST 5377-79 (14). ) se instalează pe excentric și se fixează cu un inel excentric (9), care, la rândul său, este fixat de arbore cu ajutorul cheilor. Efectuăm aceeași operațiune cu al doilea rulment, excentric PC și inel excentric. Apoi, pe arbore se pun un inel PK (12) și un rulment GOST 8338-75 (18). Toate cele de mai sus sunt ținute pe arbore folosind un complex de șuruburi (26,31,32). În partea stângă, un lagăr GOST 8338-75 este plasat pe arbore și fixat cu un inel de reținere (21). Arborele este introdus în motor (43) și fixat ferm acolo. În stânga, un rulment GOST 8338-75(16) este pus pe partea proeminentă a arborelui și o cupă (1) este pusă pe motor. Pentru a asambla treapta intermediară a transmisiei undei avem nevoie de un separator, dar în acest caz este și arborele pentru treapta de ieșire, așa că mai întâi trebuie să instalați rulmentul GOST 8338-75 (19) și să îl fixați cu un inel de blocare. (22) pe separatorul PK (5 ). Acum, o etapă intermediară de transmisie a valurilor este asamblată din piese asamblate anterior, role GOST 22696-77 (24) și o roată rigidă PC (2). Sticla este conectată la roata PC rigidă folosind un complex de șuruburi (28,30,36,38). În continuare, în partea dreaptă a separatorului PC, se pune un VK excentric (10) și pe acesta este instalat un rulment japonez RLM4020 (din cauza lipsei rulmenților domestici cu diametrul necesar). După aceasta, un inel excentric (11) este pus pe separatorul PC. Cei doi lagăre rămași, două excentrice VK și două inele excentrice sunt instalate în același mod; acestea sunt fixate pe arbore cu ajutorul cheilor (40). Apoi, inelul VK (13) este pus pe partea dreaptă a separatorului PC. Acum, pentru a asambla treapta de ieșire a transmisiei undelor în separatorul VK (6), rulmentul GOST8338-75 (20) este instalat și asigurat cu un inel de reținere (23), de asemenea inele de etanșare (41,42) și un senzor de unghi DU-50 sunt pusi pe separatorul VK -25(44). Etapa de ieșire a transmisiei undelor este asamblată: sunt instalate role GOST 25255-82, o roată rigidă VK (3) și un separator VK (6). Pentru a securiza structura, un complex de șuruburi (27,33,34) este instalat prin orificiul din separatorul VK. După aceasta, senzorul de unghi DU-50-25 este asigurat cu șuruburile și șaibe incluse în pachetul său de livrare. La sfârșit, un inel O (42) este instalat între capacul (4) și roata rigidă VK; capacul este înșurubat la separatorul VK folosind un complex de șuruburi (29,35,37).

3.8 Principiul de funcționare

Semnalul de control este furnizat bobinei de excitație a motorului. Sub influența forțelor magnetomotoare, rotorul se rotește și antrenează arborele motorului. Arborele, care se rotește cu aceeași viteză ca și generatorul de undă, transmite mișcarea prin rulmenți cu role la rolele treptei intermediare, forțându-le să se deplaseze de-a lungul terenului roții rigide. Rolele, în mișcare, forțează separatorul treptei de transmisie a undei intermediare să se miște. Separatorul treptei intermediare intră în arborele etajului de ieșire și, prin rulmenți cu role, face ca rolele treptei de ieșire a transmisiei undei să se rotească. Rolele rotesc roata rigidă a etajului de ieșire - elementul de ieșire al unității, deoarece separatorul este fixat rigid. Urechile atașate la legătura de ieșire (roata rigidă a etajului de ieșire) rotesc obiectul de control.

Concluzia secțiunii:

În această secțiune, a fost proiectat un sistem de stabilizare a rachetei, care a inclus un RP. Ca parametri RP s-au ales următorii: D=180, ky=500, kos=0,3, kum=0,12 De asemenea, au fost selectați coeficienți pentru sistemul de stabilizare al acestei rachete în primul și al doilea mod de zbor.

În primul mod de zbor au fost selectați următorii parametri: kн=1, kv=8, kVy=0,15, µz=0,35, D=180.

În al doilea mod de zbor au fost selectați următorii parametri: kn=0,11, kv=0,8, kVy=0,011, µz=0,02, D=180.

Toate datele obținute îndeplinesc cerințele specificațiilor tehnice, prin urmare sistemul de stabilizare proiectat pentru două moduri de zbor este potrivit pentru racheta aer-sol AGM-158 Jassm.

De asemenea, au fost selectate următoarele: motor - Parker 089300-4Y și senzor de feedback - DU-50-25.

Au fost calculate dimensiunile generale ale legăturilor IM.

4. Partea tehnologică

4.1 Dezvoltarea unui banc de testare pentru motorul proiectat

Acționarea asamblată este supusă unor teste speciale pentru determinarea parametrilor de ieșire și verificarea conformității cu documentația tehnică (specificații tehnice, desene, specificații tehnice, instrucțiuni tehnologice).

Pe baza specificațiilor tehnice, în funcție de tipul încercărilor, ținând cont de programul de producție a acționărilor, se întocmește un proces de testare tehnologică care determină metodologia, lista și succesiunea operațiunilor de control, tipul și cantitatea echipamentelor și echipamentelor universale de măsurare. , precum și necesitatea de a proiecta și fabrica instrumente și echipamente de banc nestandard.

Echipamentul standard de banc este utilizat pe scară largă în testele mecanice, care sunt efectuate pentru a verifica performanța unităților de asamblare individuale și a acționărilor în ansamblu.

Ca parte a părții tehnologice, se dezvoltă un banc de testare pentru testarea motorului, care mișcă elementul de comandă (eleronul) în funcție de semnalele din sistemul de control automat.

4.2 Programul de testare

La testarea acționării electromecanice a direcției, se efectuează următoarele:

1) depanarea mecanismului de guvernare;

2) verificarea functionarii acestuia;

Documente similare

Determinarea dimensiunilor corpului aeronavei, a suprafeței și dimensiunilor aripii, a dimensiunilor sistemului de propulsie și a încărcăturii de combustibil și a sarcinii specifice pe coadă. Dispunerea și alinierea aeronavei. Calculul sarcinilor care acționează asupra corpului.

teză, adăugată 16.06.2017

Calculul caracteristicilor aerodinamice ale rachetei studiate: portanță, derivată a coeficientului de portanță al aeronavei, rezistență, moment de tanare. Structura sistemului SolidWorks 2014 Selectarea unghiurilor de atac și a vitezei de curgere.

lucrare curs, adaugat 20.12.2015

Caracteristici ale construirii unui profil teoretic NEG folosind maparea conformă N.E. Jukovski. Parametrii geometrici și tracțiunea aeronavei. Metodologie pentru determinarea caracteristicilor de la capăt la capăt și aerodinamice ale unei aeronave.

lucrare de curs, adăugată 19.04.2010

Calculul momentelor de rezistență pe stocul cârmei. Construcția și calculul caracteristicilor de sarcină ale motorului electric al dispozitivului de direcție. Verificarea motorului pentru numărul permis de porniri pe oră. Calculul proceselor tranzitorii. Descrierea funcționării circuitului de antrenare electrică.

lucrare curs, adăugată 28.01.2013

Calcul de proiectare a conexiunii cu flanșă a compartimentelor de carcasă. Acționări de putere ale comenzilor aerodinamice. Proiectarea și proiectarea pârghiei mecanismului de control. Sarcini care acționează asupra aripii și caroseriei. Calculul pieselor de ștampilă pentru rezistență.

lucrare curs, adăugată 29.01.2013

Este luată în considerare o nouă metodă pentru a facilita pornirea motorului YaMZ-534. Caracteristicile pornirii electrice. Justificarea traseului procesului tehnologic de prelucrare a jantei volantului. Calculul costului și prețului motorului. Caracteristicile bancului de testare.

teză, adăugată 27.06.2011

Formarea unui model de aeronavă; cerințe pentru sistemul de stabilizare a dispozitivului. Obținerea funcțiilor de transfer ale unei aeronave, construirea caracteristicilor lor logaritmice amplitudine-frecvență. Verificarea stabilității sistemului de stabilizare.

lucrare de curs, adăugată 24.01.2012

Zbor controlat al unei aeronave. Descrierea matematică a mișcării longitudinale. Linearizarea mișcărilor mișcării longitudinale a unei aeronave. Model de simulare pentru un sistem liniarizat de ecuații diferențiale ale mișcării longitudinale.

lucrare de curs, adăugată 04.04.2015

Proiectare și componente ale sistemului de frânare al automobilelor. Tendințe în dezvoltarea frânelor cu disc. Proiectarea și principiul de funcționare a unui banc de testare pentru diagnosticarea elementelor sistemului de frânare al autoturismelor cu acționare hidraulică.

lucrare curs, adăugată 02.09.2015

Scurtă descriere a motorului cu piston stea. Calculul proceselor de umplere, compresie, ardere, dilatare a motorului. Parametrii indicativi și geometrici ai motorului. Calculul rezistenței elementelor principale. Calculul bielei și arborelui cotit.

locotenent-colonelul S. Ilyin

Rachetele de croazieră lansate de aer (ALCM) sunt principalele arme ale bombardierelor strategice ale Forțelor Aeriene ale SUA. O caracteristică operațional-tactică a unei rachete de croazieră (CR) din această clasă este modul de urmărire pasivă a terenului la altitudini extrem de scăzute la viteză subsonică. Centrala electrică este un motor turborreactor, care asigură cel mai economic consum de combustibil în condiții de zbor date.

Bombardierul strategic B-52N este echipat cu rachete de croazieră din familia AGM-86 (12 și, respectiv, opt unități pe chingi externe și, respectiv, interioare). Nu a fost planificată echiparea bombardierului B-2A cu aceste rachete; capacitatea tehnică este disponibilă (pot fi montate 16 rachete).

ALCM AGM-86B conceput pentru a distruge ținte militare și industriale cu un focos nuclear la distanțe mari (până la 2.600 km) fără ca transportatorul să intre în raza sistemelor de apărare aeriană. Principalele sale caracteristici tactice și tehnice sunt prezentate în tabel. 1.

Racheta, cu o greutate de lansare de aproximativ 1.400 kg, o lungime de 6,32 m, un diametru al corpului de 0,693 m și o anvergură de 3,65 m, are aripa și coada rabatabile.

Centrala electrică este un motor turborreactor economic de dimensiuni mici F-107-WR 101, cu o greutate de 66 kg (carburant cu kerosen de aviație JP-9).

ALCM este echipat cu un sistem de control combinat, a cărui bază este un sistem de ghidare inerțială.
În zonele de corecție specificate, corecțiile din sistemul de corelație-extremă Terkom sunt introduse în sistemul inerțial.
Deasupra zonei de corecție, altitudinea relativă a zborului rachetei deasupra suprafeței pământului este măsurată cu ajutorul unui radioaltimetru de bord, iar altimetrul barometric inclus în echipamentul de bord determină altitudinea absolută a zborului deasupra nivelului mării. Diferența de citiri oferă altitudinea terenului deasupra nivelului mării, iar secvența acestora reprezintă profilul terenului.

Când un AGM-86B ALCM zboară la raza sa maximă, pot exista mai mult de zece zone de corecție de-a lungul rutei, distanțate până la 200 km una de cealaltă. Prima zonă de corectare, alocată până la 1000 km de linia de lansare, are dimensiuni de 67x11 km, iar ultima - 4x28 km. Dimensiunile altor zone pot varia în funcție de natura terenului: în zonele muntoase sunt mai mici decât în zonele plane, dimensiunea medie a zonei de corectare este de 8x8 km.

Cel mai favorabil teren pentru corectarea zborului este terenul, a cărui diferență medie de înălțime este în intervalul 15-60 m. Un astfel de teren permite zborul la altitudini de 60-100 m. Eroarea de ghidare (HER) la utilizarea sistemelor Terkom nu nu depășește 35 m.

Un radioaltimetru cu impuls (frecvența de operare 4.300 MHz, puterea impulsului 100-200 W, durata pulsului 22 ns, lățimea modelului de radiație antenei cu fantă de aproximativ 70° în direcția zborului rachetei și aproximativ 30° în direcția transversală) funcționează pe toată durata joasă. -faza de zbor altitudine si ofera Zbor in jurul terenului la cote (pante) de 15-20°.

Calea de zbor a rachetei către țintă și zonele de corecție sunt introduse în computerul de bord al rachetei atunci când o pregătește pentru utilizare. Este nevoie de 20-25 de minute pentru a verifica echipamentul de control, a afișa datele inițiale și a pregăti direct prima rachetă pentru lansare, timp în care aeronava menține un anumit curs. Intervalul de lansare al rachetelor ulterioare este de 15 s sau mai mult. După separarea de purtător, nu există nicio legătură cu racheta.

Punctele forte ale rachetei de croazieră AGM-86B includ:
- o rază mare de zbor, permițând lovituri de la abordări îndepărtate către aproape toate țintele majore de pe teritoriul inamic din liniile dincolo de raza sistemelor sale de apărare aeriană;
- altitudine scăzută de zbor și EPR nesemnificativ, ceea ce face dificilă detectarea în timp util a unui lansator de rachete și distrugerea acestuia folosind sisteme moderne de apărare aeriană;
- precizie suficientă a ghidării pentru ALCM nucleare. Astfel, dacă obiectele sunt protejate prin exces de presiune în frontul undei de șoc egală cu 70 kg/cm2, probabilitatea ca acestea să fie lovite de o rachetă de croazieră este de 0,85, iar cea a unui ICBM de tip Minuteman-3 este de 0,2.

Punctele slabe ale AGM-86B ALCM sunt:
- lansarea unei rachete folosind sistemul Terkom pe o rază de 1.000 km de zona de coastă. Depășirea acestui interval poate duce la neintrarea rachetei în zona de corecție și, în consecință, la sustragerea traiectoriei de zbor specificate;
- limitări și complexitate și, în unele cazuri, imposibilitatea utilizării în timpul zborurilor lungi peste suprafața apei, tundra și terenuri similare plane, precum și peste lanțuri muntoase;
- imposibilitatea redirecționării rachetei după lansare din portavion.

Pe baza celor de mai sus, țintele AGM-86B ALCM sunt ținte militare staționare, inclusiv cele înalt protejate, precum și ținte de zonă cu o concentrare mare de resurse umane și capacitate de producție.

În Statele Unite, au fost și sunt în curs de desfășurare lucrări pentru a crea rachete de croazieră cu echipamente convenționale. Conducerea Forțelor Aeriene Americane atribuie un rol special programului de echipamente de masă cu aceste rachete în implementarea planurilor de pregătire și de a duce război folosind doar arme convenționale.

Rachetă de croazieră AGM-86C este o versiune non-nucleară a lansator de rachete AGM-86B.

Există următoarele variante ale acestei rachete: Blocul 0 - echipat cu un focos de 2.000 de lire; Bloc 1 (adoptat în exploatare în 1996) - echipat cu focos de 3.000 lb, CEP = 10-13 m; Bloc 1A (pus în funcțiune în 1999) - echipat cu un PS CRNS imunitar la zgomot „Navstar”, CEP = 8-10 m.

Comandamentul Forțelor Aeriene ale SUA, pe baza unei analize a eficienței utilizării în luptă a rachetei AGM-86C cu un focos cu fragmentare puternic exploziv, a decis să le echipeze cu focos penetrant BLU-116. O nouă modificare a rachetei, desemnată AGM-86D, a intrat în funcțiune în 2002. Raza maximă de tragere este de 1.500 km. Racheta AGM-86D este concepută pentru a distruge ținte terestre și subterane bine protejate, cum ar fi posturi de comandă și control și comunicații, depozite de arme nucleare, chimice și bacteriologice etc. Corectarea rutei de zbor pe întreaga traiectorie se realizează folosind Navstar INS și CRNS. . Precizia de ghidare (CA) este de 3-5 m. focos penetrant BLU-116 (greutate: totală - 750 kg, exploziv - 55 kg; grosimea tavanului perforat: beton armat - 2,4-3,4 m, sol cu densitate medie - 25 - 37 m) a fost dezvoltat de specialiștii companiei americane Lockheed Martin pe bază de concurență. Corpul focosului are rezistență și duritate ridicate. În partea de jos există o siguranță programabilă FMU-157.

În 2002, în cadrul programului JASSM, a fost finalizată dezvoltarea rachetei ascunse AGM-158A. Noua rachetă are o rază de tragere de aproximativ 400 km, o precizie de tragere de până la 3 m și este echipată cu un sistem automat de recunoaștere a țintei. Racheta este ghidată folosind un INS, ajustat în funcție de datele de la Navstar CRNS, iar la secțiunea finală a traiectoriei - folosind un căutător de imagini termice. Numărul total de rachete AGM-158A achiziționate pentru Forțele Aeriene va fi de aproximativ 2.000 de unități. Cheltuielile de cercetare și dezvoltare s-au ridicat la 740-775 milioane USD. Costul unei rachete este de 400 de mii de dolari.

Producția la scară mică a lansator de rachete AGM-158A a început în 2002. A intrat în funcțiune în 2003.

În 2004, modernizarea AGM-158A a început cu scopul de a crește raza de tragere la 800-1000 km prin rearanjarea echipamentului și instalarea unei centrale electrice mai economice. Noua modificare a primit denumirea AGM-158B.

Este de așteptat să intre în funcțiune în 2012.

Caracteristicile tactice și tehnice ale ALCM sunt date în tabel. 2.

ALCM-urile din echipamentele convenționale au o precizie ridicată de tragere și, de asemenea, au o gamă largă de echipamente de luptă, ceea ce crește semnificativ flexibilitatea utilizării lor atât în războiul convențional, cât și în cel nuclear. Purtătorii acestor rachete sunt bombardierele strategice B-52N și B-1B, iar cele dezvoltate în cadrul programului JASSM pot fi suspendate pe aeronave atât ale aviației tactice, cât și ale aviației strategice (F-15E; F/A-18C, D, E, F; F-16C; V-52N; V-1V; V-2A; R-ZS).

Rachete de croazieră super și hipersonice.În Statele Unite, una dintre domeniile prioritare pentru dezvoltarea armelor de atac aerian este implementarea programelor pentru crearea de rachete de croazieră super- și hipersonice cu o rază de tragere lungă, care vor fi concepute pentru a lansa lovituri masive cu rachete uni-selective pe ținte terestre și maritime critice în timp în cel mai scurt timp posibil.

În 1995, Forțele Aeriene au lansat programul HyTech (Hypersonic Technology), al cărui scop era dezvoltarea și demonstrarea unui motor ramjet pentru a echipa o rachetă hipersonică sau o aeronavă care poate atinge viteze corespunzătoare Mach 8. Managementul general al programului a fost realizat de Forțele Aeriene ale SUA, iar dezvoltarea motorului a fost încredințată specialiștilor de la Pratt și Whitney. În ianuarie 2001, în cadrul programului HyTech, testele la sol ale motorului au fost finalizate cu succes, viteza maximă atinsă corespunzând numărului Mach de 6,5. Finanțarea acestui program a fost oferită de Forțele Aeriene ale SUA și de Agenția de Proiecte de Cercetare Avansată a Apărării SUA (DARPA).

În prezent, un eșantion demonstrativ a fost dezvoltat în cadrul programului SEDER GKRH-51A. Implementarea acestui program este realizată de specialiști de la Boeing Corporation. Finanțarea sa este asigurată de Forțele Aeriene ale SUA. În total, din 2009 până în 2011, se preconizează că vor fi cheltuite aproximativ 54 de milioane de dolari în cadrul acestui program.

Probă demonstrativă a X-51A GKR și a subsistemelor sale

În 2009, au fost finalizate testele la sol ale motorului SJX61-1, care a fost echipat cu un model demonstrativ al GKR X-51A.

În timpul testelor la sol ale motorului, au fost evaluate sistemele de răcire, precum și controlul motorului la viteze supersonice. Este lansat folosind etilenă cu trecere la kerosen JP-7. Motorul SJX61-1 a fost testat în condiții de sol, mai întâi la o viteză corespunzătoare numărului Mach = 4,5-5, iar apoi la o turație Mach = 6,5.

Pielea rachetei este realizată din aluminiu, iar zonele tensionate la căldură sunt realizate dintr-un aliaj de nichel. Combustibilul pentru rachete este folosit pentru a răci pereții motorului.

Lungimea corpului rachetei este de 4,3 m (excluzând accelerația), raza de lansare este de până la 1.200 km.

Primul test de zbor al X-51A GKR a avut loc în decembrie 2009. Racheta a fost suspendată de un bombardier B-52N. Scopul testului este zborul orizontal al unei aeronave de transport cu o rachetă fără pornirea motorului, pentru a studia trecerea fluxurilor laminare la fluxuri turbulente, precum și interacțiunea circuitelor electrice ale rachetei și aeronavei de transport.

În prezent, specialiștii de la Centrul de Cercetare Navală, împreună cu Forțele Aeriene, NASA și DARPA, în cadrul programului demonstrativ RATTLRS, lucrează la crearea unei familii de supersonice (M = 3-4) aer-sol și nave- rachete ghidate spre țărm. Racheta este proiectată să lovească ținte critice în timp. Este de așteptat ca racheta aer-sol să fie echipată cu luptători tactici și bombardiere strategice. Costul unei mostre în serie a unui lansator de rachete atunci când se produce un lot de 2.500 de unități nu trebuie să depășească 600 de mii de dolari. Principalele cerințe tactice și tehnice pentru o rachetă supersonică ghidată sunt prezentate în tabel. 3.

Pe baza rezultatelor unei evaluări competitive a unui număr de proiecte, un eșantion de la Lockheed Martin a fost selectat pentru dezvoltare ulterioară. Racheta este realizată după designul aerodinamic fără coadă cu un corp cilindric.

Lansatorul de rachete este echipat cu un motor turborreactor YJ102R de la Liberty Works (SUA). Caracteristica principală a acestui motor este temperatura gazului în fața turbinei crescută cu 550°, ceea ce asigură o creștere cu 70 la sută în comparație cu un motor turborreactor modern. tracțiune specifică și de șase ori mai mare decât cea a motorului J58 al aeronavei supersonice de recunoaștere strategică SR-51 A. Forța maximă a noului motor turboreactor (diametru 0,33 m, rezistență 0,5 h) este estimată la 40 kN, adică de 10 ori. mai mare decât forța motorului J402 SD AGM -158A clasa aer-sol. Astfel de indicatori au fost obținuți prin utilizarea materialelor compozite ceramice rezistente la căldură, ceea ce a făcut posibilă abandonarea implementării unui sistem de răcire complex și costisitor pentru piesele fierbinți.

Baza sistemului de control la bord al rachetei va fi un sistem inerțial cu corecție conform datelor de la Navstar CRNS. În viitor, este planificată includerea suplimentară a echipamentelor sistemului de schimb de date în echipamentele de bord ale sistemului de apărare antirachetă.

Pentru a crește unificarea noului lansator de rachete și eficacitatea utilizării sale în luptă, precum și pentru a extinde gama de ținte lovite, se plănuiește dezvoltarea focoaselor înlocuibile de mai multe tipuri (focos penetrant cu un accelerator, focos casetă cu luptă orientată). elemente de acţiune combinată).

Pe baza rezultatelor testelor și ținând cont de modificări, este planificat să se ia o decizie cu privire la dezvoltarea la scară largă a familiei de lansatoare de rachete. Începutul livrărilor în serie este așteptat nu mai devreme de 2015.

Astfel, principalul armament al aeronavelor bombardiere strategice sunt rachetele de croazieră lansate în aer, atât nucleare (AGM-86B), cât și convenționale (AGM-86C și D, AGM-158A și B). Ținând cont de acordurile încheiate privind reducerea armelor nucleare, precum și din cauza expirării duratei de viață a rachetelor AGM-86B, unele dintre sarcinile vor fi atribuite rachetelor de croazieră lansate aerian cu echipamente nenucleare, care, după cum au arătat studiile, cu o mare precizie de țintire a țintei nu sunt inferioare ca eficiență față de Republica Kârgâză.cu un focos nuclear.

În plus, în Statele Unite se lucrează intens pentru a crea rachete de croazieră super- și hipersonice lansate cu aer, cu o rază de lansare de cel puțin 1.000 km. Principalul avantaj al unor astfel de rachete este timpul lor scurt de zbor (10-20 de minute în funcție de distanța până la țintă) și dificultatea de a le lovi cu sistemele de apărare aeriană existente.

În prezent, țara implementează mai multe programe pentru a dezvolta modele demonstrative de rachete de croazieră super- și hipersonice, în special RATTLRS și X-51A. Ei sunt deja supuși testelor de zbor și, așa cum era planificat, vor face parte din armamentul bombardierului strategic și al aeronavelor tactice.

Tabelul 2 Caracteristicile comparative ale ALCM
Caracteristică	AGM-86C Bloc 1A	AGM-86D Blocul 2	AGM-158A	AGM-158B
Raza de tragere, km	1 500	1 500-1 700	400	800-1 000
Viteza de zbor, m/s	208-236	208-236	208-236	208-236
Precizia punctării (HVA), m	5-15	3-5	3	3
Greutate de pornire, kg	1 950	1 950	1050	1100-1200
Tip și greutate focos, kg	Fragmentare puternic explozivă, 1 360	Penetrant, 400	Exploziv puternic sau penetrant, 430	Exploziv puternic sau penetrant, 400
Sistem de ghidare	INS/PS KRNS + „Terkom”	INS/PS CRNS care funcționează în modul diferențial + „Terkom”	INS/PS CRNS (secțiunile inițiale și mijlocii); Căutare TPV și sistem automat de recunoaștere a țintei (secțiunea finală)	Căutare INS/PS CRNS + TPV și sistem automat de recunoaștere a țintei

Tabelul 3 Cerințe tactice și tehnice de bază pentru un lansator de rachete supersonice
Raza maximă de tragere, km	Nu mai puțin de 900
Viteza maximă de zbor, număr Mach	4,5
Timp de zbor până la țintă la distanță maximă, min	15
Precizia punctării (HVA), m	Nu mai mult de 9
Greutate de pornire, kg	820
Greutatea focosului (nu mai puțin), kg	250
Lungime, m	4,27-4,72
Diametrul maxim, m	0,55-0,6

Foreign Military Review 2011, Nr. 8 P.60-65

Acum aproape fiecare a doua persoană știe despre existența și scopul americanului înaripat BGM-109A „Tomahawk” și X-55SM, dar dacă abordăm evaluarea acestor tipuri de arme ofensive moderne mai cuprinzător, ne confruntăm cu o mare varietate de atât avantajele cât și dezavantajele acestui tip de arme.

În primul rând, amintiți-vă în ce conflicte moderne au fost folosite aceleași și împotriva cărui inamic. De regulă, ținta acestor „stocuri” erau sistemele de apărare aeriană subdezvoltate ale țărilor din „lumea a treia”, cum ar fi Libia și Irak, care nu erau înarmate cu sisteme de rachete antiaeriene, cum ar fi S-300PS (PT) sau chiar autopropulsate. Tungussok-M1”. Cu toate acestea, chiar și irakienii au reușit să intercepteze unii dintre Tomahawk-urile trase de Osa și .

Imaginează-ți dacă americanii încearcă acum să le folosească împotriva țării noastre sau a Chinei... șansele de a desfășura cu succes o astfel de operațiune sunt sub 10% împotriva unei rețele puternice de apărare aeriană și antirachetă.

Din astfel de operațiuni, mass-media occidentală prezintă adesea observatorului neinformat „eroismul și clasa” forțelor aeriene americane și regale care trag Tomahawk.

Realitățile timpurilor moderne indică complet contrariul: pentru a sparge apărarea aeriană modernă și pentru a distruge infrastructura militară a inamicului, lansatoarele strategice de rachete lansate de sub aripile bombardierelor strategice purtătoare de rachete nu sunt suficiente. Este nevoie de PRLR cu rază lungă, hipersonică și „inteligentă”, ai căror proprietari sunt acum doar Rusia cu propriul său și Marea Britanie, cu un anti-radar inteligent, care au fost descrise în ciclul de vară al publicațiilor noastre.

Dar nu mai puțin importantă este munca la un alt tip de rachete de croazieră - rachete de croazieră tactice ușoare cu rază lungă de acțiune, care pot fi utilizate nu numai din suspensiile port-rachetelor cu rază lungă de acțiune, ci și din majoritatea tipurilor de aviație tactică modernă de primă linie. Și lideri clari în această problemă au apărut deja la sfârșitul anilor 90. – începutul secolului XXI.

Corporația americană Lockheed Martin și-a prezentat sistemul de apărare antirachetă de înaltă precizie în 2002. AGM-158 „JASM”. Americanii au reușit să atingă o gamă de la 500 (AGM-158 de bază) la 1300 km (AGM-158B cu o sursă de combustibil crescută semnificativ și un motor turbofan mai economic), precizia lovirii (CAO) nu a depășit 3 m, în timp ce masa rachetei este de 1020 kg, iar Warhead de 430 kg.

Cel mai interesant și imprevizibil din punct de vedere tactic este că lista de transportatoare de rachete, pe lângă grelele B-52H „Stratofortress” și B-1B „Lancer”, a inclus aproape toți luptătorii tactici, inclusiv F-15E, F/A- 18C/E/F, și chiar și lumina F-16C în numeroasele sale „blocuri” (modificări).

Unitatea principală de lovitură a lansatorului de rachete JASSM este un focos de grup, unitar sau penetrant. Acesta din urmă folosește un miez special din oțel de tungsten și un container de explozibil accelerat cu o greutate de aproximativ 110 kg, ceea ce conferă miezului o viteză de 1080 km/h atunci când se apropie de o țintă fortificată. Cu această viteză, poate pătrunde adânc în sol standard până la adâncimi de 7-24 m (în funcție de unghiul de intrare față de normal) și poate sparge plăci de beton armat cu dimensiuni de la 1 la 2 m, de asemenea în funcție de unghiul de contact. .

O astfel de ușurință și rază de acțiune a rachetei este obținută datorită fuselajului realizat din materiale compozite moderne, precum și utilizării nanoelectronicii avansate. Modificarea de bază a rachetei folosește un motor turbofan J-402 cu un compresor mare, care permite economii semnificative de combustibil; versiunea AGM-158B este echipată cu un motor turbofan cu dublu circuit, care este și mai economic.

Racheta are un principiu de ghidare inerțială cu corecție radio bazată pe informațiile primite de sistemul militar de satelit NAVSTAR în timpul fazei principale de zbor și ghidare IR la etapa finală și direct în fața țintei. Atunci când se utilizează o rachetă la distanțe care depășesc 200 km, este necesar să se utilizeze o aeronavă de recunoaștere strategică RC-135V, care joacă rolul unui repetor aeropurtat, care primește și procesează date de la căutătorul IR, în care o imagine termică a țintei. este transmis în prezent, în funcție de care atât operatorul, De asemenea, computerul digital al rachetei poate selecta cea mai sigură proiecție de apropiere pentru rachetă dacă obiectul este păzit de o apărare antiaeriană slabă; în cazul apărării aeriene complexe, doar un atac masiv din toate direcțiile este eficient.

Racheta AGM-158 este capabilă să urmărească terenul la o altitudine mai mică decât cea a lui Tomahawk (50 m), aproximativ 20 m, și are, de asemenea, o lungime mai mică și, desigur, un ESR, o viteză de zbor de aproximativ 800 km. /h. Dar EPR-ul său nu este în miniatură și are aproximativ 0,1 m 2, ceea ce este încă vizibil pentru radarele moderne. În ceea ce privește setul general de proprietăți, AGM-158 „JASSM” este o armă de înaltă precizie foarte modernă și eficientă, în unele locuri comparabilă și în altele inferioară următoarelor rachete de înaltă tehnologie de pe lista noastră.

Al doilea eșantion OMC - apărare antirachetă tactică cu rază lungă de acțiune"Taurul KEPD350". Această rachetă este cu 4 ani mai nouă decât predecesorul său american și a fost dezvoltată în țările dezvoltate din Lumea Veche - Germania și Suedia. Compania germană MBDA Deutschland și suedeză Saab Bofors Dynamics AB au echipat racheta cu un complex foarte avansat pentru sustragerea și depășirea apărării aeriene inamice. Racheta Taurus este echipată cu un dispozitiv pentru tragerea cu reflectoare dipol și capcane de căldură, ceea ce este foarte rar în designul HTO astăzi.

În plus, focosul său are o gamă largă de tipuri: elemente de luptă orientate „Smart-Sid”, care sunt capabile să lovească cu precizie vehiculele blindate și altele și grupurile lor chiar și în condiții de ceață sau zăpadă abundentă, deoarece fiecare astfel de element este echipat cu un interval milimetric ARGSN cu o frecvență de funcționare 94 GHz, penetrarea blindajului acestor elemente este de până la 150 mm, ceea ce este letal pentru plăcile de blindaj superioare ale tancurilor care nu sunt echipate etc.; De asemenea, sunt adesea folosite muniții de fragmentare STABO, cumulative și perforatoare de beton.

Dar cel mai interesant echipament al focosului este reprezentat de focosul MEPHISTO, la care evoluțiile americane nu au ajuns încă; acesta este un alt exemplu al faptului că Statele Unite nu au stăpânit încă totul.

Acest focos este un fel de „mecanism elvețian” al inteligenței artificiale. În primul rând, este echipat cu telemetrie cu laser, care calculează distanța ideală până la țintă pentru detonarea focosului cumulativ principal, apoi intră în joc proiectilul principal HE-piercing beton, cântărind aproximativ 400 kg.

Un sistem computerizat de detonare pentru focoase HE, echipat cu un accelerometru digital, înregistrează supraîncărcările de impuls atunci când focosul trece de o dimensiune a betonului și, în conformitate cu un fișier salvat pe unitatea cu standarde de suprasarcină, calculează apoi densitatea betonului și distanța parcursă. , rezultatul este un calcul clar al detonării încărcăturii principale pentru daune maxime ale aplicației. Acest subsistem de luptă se numește „Programmable Intelligent Multi Purpose Fuze”, abreviat ca PIMPF și permite utilizarea cea mai economică și eficientă a potențialului rachetei.

Există multe modificări ale rachetelor Taurus, inclusiv o rachetă cu o sarcină utilă pentru orice scop, în loc de un focos, și există, de asemenea, o rachetă cu un element emițător de frecvență ultra-înaltă, care cu o explozie electromagnetică puternică poate distruge toate radio-urile. sisteme electronice și de putere, precum și sisteme de comunicații inamice.

Viteza de croazieră a rachetei Taurus KEPD 350 este, de asemenea, de aproximativ 800 km/h, dar dacă se dorește, poate fi fie mărită la 1020 km/h (pentru o manevră antirachetă mai energică sau accelerarea unui atac), fie redusă la 670 km/h (pentru a depăși terenuri dificile la altitudine de zbor ultra joasă).

Sistemul de ghidare al rachetei este mai avansat decât cel al rachetei americane, iar pe lângă căutătorul de termoviziune, are un sistem optic-electronic de corectare a zborului bazat pe imagini de peisaj stocate în prealabil în computerul digital, precum și o navigație inerțială. sistem bazat pe giroscoape laser, pe care le place să le folosească în Africa de Sud și Japonia atunci când dezvoltă o nouă tehnologie. Această rachetă este mai grea și cântărește 1360 kg. Raza sa de acțiune este de 350 km pentru Taurus 350 și 150 km pentru racheta Taurus L (adică Light-light, modificare pentru luptătorii Gripen).

Și, în sfârșit, dezvoltarea noastră, care a apărut în 2001 - Rachetă Kh-59MK2. Racheta are un aspect mai tipic pentru o rachetă și are o coadă cruciformă și un motor turborreactor 36MT suspendat separat (extins în afara fuzelajului), găzduit într-o nacelă compactă a motorului. Datorită masei sale mai mici, racheta noastră are o viteză mai bună (până la 1050 km/h) și un raport tracțiune-greutate de 0,53, cu 3% mai bun decât Taurus și cu 11% mai mare decât AGM-158A(B).

Diametrul corpului rachetei este de 420 mm, față de 550 pentru rachetele occidentale, ceea ce înseamnă că EPR frontală este de aproximativ 0,08 m2 sau similar. Greutatea focosului, care poate fi penetrant sau cumulativ, este de 320 kg; include doar un cronometru încorporat cu întârziere a exploziei (un mecanism mai simplu, dar puțin mai puțin eficient).

Traiectoria fazei de susținere a zborului trece la o altitudine de 50-300 m deasupra suprafeței, în funcție de apărarea aeriană a inamicului, în fața țintei racheta coboară la 4-5 m. Întregul zbor este corectat de un căutător de corelație optic cu un receptor de satelit GLONASS, precum și un altimetru radar A-079E.

Precizia KVO a Kh-59MK2 este de 3-4 m, raza de acțiune este de 285 km, mai puțin decât cea a omologilor săi occidentali. Avantajele includ supraviețuirea ridicată a motorului atunci când este lovit de obiecte mici, eficiența și fiabilitatea la iradiere termică și șoc puternică. Racheta este mai manevrabilă și mai rapidă decât altele din clasa sa.

Posibilitatea de utilizare din aeronave etc. face să fie solicitat în Forțele Aeriene până când există suficientă aprovizionare a complexului Caliber-A. Și având în vedere că strămoșul familiei Kh-59MK și MK2 a fost Kh-59 „Gadfly” dovedit, creat chiar în vârful Războiului Rece, nu este nevoie să ne îndoim de fiabilitatea calităților rachetei.

Rachetele descrise formează a doua componentă a eșalonului aerian ofensiv, imediat după X-55 sau TFR de tip Tomahawk, dar sunt rachete de înaltă tehnologie de natură mai operațională și, prin urmare, nu reprezintă o amenințare mai mică, mai ales că transportatorul poate fi un luptător supersonic tactic convențional.

/Evgheni Damantsev/

Racheta tactică de înaltă precizie AGM-142 "Have Nap" ("Raptor") este concepută pentru a distruge ținte inamice staționare de mare valoare fără a intra în zona de apărare aeriană. Racheta a fost dezvoltată de compania israeliană Rafael și americanul Martin-Marietta. Folosit de US Air Force pentru a echipa bombardiere strategice B-52H. În Israel se numește „Popeye”. Produs pentru Forțele Aeriene Israeliene din 1985...

Racheta este echipată cu un sistem de ghidare inerțial cu o legătură de comunicație digitală, precum și cu un căutător de televiziune sau infraroșu. Linia de comunicație face posibilă transferul controlului rachetei de la o aeronavă la alta, ceea ce permite primei aeronave să părăsească zona de tragere. Focosul și căutătorul sunt realizate după un design modular, ceea ce face posibilă utilizarea rachetei în patru variante. Se utilizează fragmentare puternic explozivă de 340 kg și focoase penetrante de 350 kg. Pentru această rachetă a fost dezvoltat și un focos casetă. Utilizarea acestor focoase cu un căutător IR sau TV oferă patru configurații de rachetă.

Principalele ținte ale rachetei sunt centralele electrice, substațiile, turnurile de cracare și distilare, nodurile de comunicație, radarele mobile și staționare, centrele de comunicații, centrele de cercetare și bazele de testare.

În prezent, AGM-142 este în producție, inclusiv Programul de creștere a productivității (PEP), care a început în octombrie 1993. Acest program constă din trei faze secvențiale menite să reducă costul rachetei, costul producției de rachete și al echipamentelor de întreținere, îmbunătățind în același timp procesul de întreținere și caracteristicile de performanță de bază. Modificările de proiectare includ instalarea unei noi platforme inerțiale, IKGSN, componente de combustibil al motorului, aripi și cârme și un procesor digital îmbunătățit, în conformitate cu tendința de reducere a numărului de elemente de pe placă în compartimentul avionică.

Pe lângă Forțele Aeriene ale SUA, rachetele sunt achiziționate de Forțele Aeriene Israeliene, Forțele Aeriene Regale Australiane, Turcia și, din august 1999, Forțele Aeriene din Coreea de Sud.

Australia a desfășurat odată rachete AGM-142 îmbunătățite pe bombardiere tactice F-111, care au fost ulterior retrase din serviciu. Portavioanele Popeye erau F-18. Inițial, Turcia plănuia să achiziționeze 50 de rachete Popeye I pentru a echipa avioane de luptă-bombă F-4, dar după livrarea a 40, comanda a fost mărită la 100 de rachete.

În mai 1997, Israelul și Turcia au semnat un acord pentru a produce în comun rachete Popeye II. Costul inițial al programului a fost de 100 milioane USD. Racheta Popeye II are dimensiuni mai mici, dar folosește tehnologii mai avansate. Popeye II, cunoscut și sub numele de Have Lite, este conceput pentru luptători cu mai multe roluri și are o rază de acțiune de 150 km. Se estimează că programul comun ar putea costa 500 de milioane de dolari.

În 1999, Israelul plănuia să vândă Indiei un lot de rachete Popeye II. Dar SUA au spus că nu sunt interesate să vândă arme Indiei din cauza tensiunilor din regiune. Există informații că în Israel racheta poate fi echipată cu un focos nuclear de dimensiuni mici.

kiddyclub.ru RECOMANDĂ

Cele mai bune retete pentru iarna: preparate de dovlecel

Dovlecelul conservat este alcool de vară conservat în cea mai bună formă. Ei au...

2024-01-01 00:00:33

Charlotte dietetică cu fulgi de ovăz laminat Charlotte făcută din fulgi de ovăz

Bucătarii începători încep de obicei să se familiarizeze cu coacerea cu charlotte - este rapid și ușor...

2024-01-01 00:00:33

Rețete simple: pizza cu salam

Aproape fiecare gospodină a încercat să stăpânească o rețetă simplă de pizza cu cârnați la cuptor. Acest fel de mâncare...

2024-01-01 00:00:33

Cum să gătești rulouri cu brânză de vaci

Vă propun să faceți un rulou de burete delicios și simplu cu cremă de brânză de vaci. Pentru decor...

2024-01-01 00:00:33

Salată cu șuncă, mere și brânză

Dintre numeroasele salate, fiecare gospodină își dorește să aleagă una specială care să captiveze toți oaspeții...

2024-01-01 00:00:33