Записька по Синтезу




ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ:
АПУ – авиационное пусковое устройство
АУР – авиационная управляемая ракета
ВВС – военно-воздушные силы
ВТА – военно-транспортная авиация
БЧ – боевая часть
ВВ – взрывчатое вещество
ДУ – двигательная установка
ЖРД – жидкостный ракетный двигатель
ИК ГСН – инфракрасная головка самонаведения
КВМ – композиционно-волокнистый материал
ККС – конструктивно-компоновочная схема
КП – курсовой проект
ЛА – летательный аппарат
НУР – неуправляемая ракета
ППП – пакет прикладных программ
РДТТ – ракетный двигатель твёрдого топлива
САПР – система автоматизированного проектирования;
ТЗП – теплозащитное покрытие
ТТХ – тактико-техническая характеристика
УПК – универсальный пушечный контейнер

Введение
Данный курсовой проект посвящён проектированию* универсальной авиационной управляемой тактической ракеты класса «воздух-поверхность». Заданием предусмотрено рассмотрение существующих тактических АУР с максимальной дальностью полёта не превышающей 40км, используемых в настоящее время ВВС различных государств; анализ их применения в боевых условиях; выявление потребности в ракетах определённого класса для ВВС России; проектирование* АУР для устранения выявленной потребности, а так же соответствующей современным требованием, предъявляемым к ракетным комплексам фронтовой авиации. А именно:
Высокая точность применения.
Широкий круг поражаемых целей.
Широкий круг носителей.
Простота изготовления, эксплуатации и утилизации.
Минимальные габариты.
Всепогодное и круглосуточное применение.
Высокая помехозащищённость.
*Под проектированием в данном случае понимается выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты, выбор материалов конструкции, определение основных массогабаритных характеристик ракеты методами оптимального проектирования и их анализ.













Курсовой проект состоит из четырёх частей, введения и заключения и двух приложений.
в ведении, дано описание для данного КП;
в первой части рассмотрены применяемые в настоящее время тактические ракетные комплексы авиационного базирования, приведены ТТХ и ККС, выявлена потребность в АУР среднего класса.
во второй части проекта приведёно обоснование выбора конструктивно-компоновочной схемы ракеты, материалов, топлива;
третий раздел посвящен процедуре оптимального проектирования;
в четвёртом разделе приведено наглядное обоснование повышения боевой эффективности ЛА оснащенного проектируемыми ракетами.
заключение, даёт краткую оценку полученных результатов работы и рассказывает о преимуществах трёхмерной модели, полученной в рамках выполнения КП.
В приложениях приводятся результаты поиска оптимального варианта ППП САПР БГТУ ПКР, а также чертёж общего вида и вид 3D модели спроектированного объекта.

Таким образом, в результате выполнения курсового проекта была спроектирована универсальная авиационная управляемая тактическая ракета класса «воздух-поверхность», то есть, определены её основные тактико-технические и массогабаритные характеристики, по которым построен чертеж общего вида и 3D модель.
Анализ задания
Анализ задания сводится к рассмотрению существующих в настоящее время в мире образцов тактических ракет авиационного базирования, сравнение их ТТХ и опыт боевого применения в локальных конфликтах для установления потребности в ВВС России в определённом классе тактических ракет.
Обзор существующих тактических авиационных ракетных комплексов.
Пока человечество будет вести военные действия на суше, фронтовая авиация не останется без работы. Ведь как показывает статистика вооружённых конфликтов ещё со времён Первой мировой войны, авиация над полем боя может сыграть ключевую роль в победе одной из сторон. Фронтовая авиация, почти за вековую историю, научилась действовать в любых условиях погоды и времени суток, прикрывать свои войска и объекты тыла, содействовать сухопутным войскам в проводимых ими операциях –наносить удары по авиационным, ракетным, морским и сухопутным группировкам противника, отыскивать и уничтожать малоразмерные подвижные цели и т.д.
С появлением высокоточного вооружения, фронтовая авиация стала ещё более веским аргументом на поле боя. Теперь зачастую для атаки наземных или надводных целей не требуется входить в зону поражения ПВО противника, что разумеется существенно снижает риск уничтожения самолёта, а так же без проблем поражать именно выбранную цель с высокой вероятностью.
Безусловно, высокоточное управляемое ракетное вооружение стоит в разы дороже неуправляемого (свободнопадающие бомбы, НАР, пушечные контейнеры), но это только до того момента, пока не рассматриваются собственные потери в технике и живой силе.
В итоге все преимущества применения высокоточного ракетного вооружения берут вверх над его стоимостью, это видно, когда год от года доля такого вида оружия растёт в вооружённых силах всех стран без исключения.







Противотанковый ракетный комплекс AGM-114L Hellfire-Longbow.
Противотанковый ракетный комплекс (ПТРК) AGM-114L "Hellfire-Longbow" с активной радиолокационной головкой самонаведения предназначен для уничтожения танковых формирований противника и других малоразмерных целей в любое время суток, в условиях плохой видимости и в сложных метеорологических условиях.
Комплекс разработан фирмами "Rockwell International" и "Lockheed Martin" на базе ракеты [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ] "Hellfire-2" в рамках программы AAWWS (Airbone Adverse Weather Weapon System) для ударных вертолетов AH-64D "Apache" и RAH-66 "Comanche". Эффективность вертолета "Apache", оснащенного комплексом "Longbow", значительно возросла за счет возможности применения ракет в плохую погоду, возможности залпового пуска по скоплению бронетехники, а также за счет значительного сокращения времени нахождения вертолета под огнем противника при наведении ракет.






Рис.1 ККС AGM-114L "Hellfire-Longbow"
Как и предыдущие варианты "Hellfire" ракета AGM-114L выполнена по модульной схеме и состоит из пяти отсеков: головки самонаведения (ГСН), боевой части (БЧ), системы управления, двигателя и органов управления. Системы управления состоит из баллона для сжатого газа, термобатареи, автопилота и инерциальной системы управления с трехстепенным гироскопом. Двигатель твердотопливный - "Thiokol" TX-657 (обозначение ВМФ США - T773-3, обозначение армии США - M120E1), оснащен малодымным зарядом. Боевая часть - тандемная кумулятивная.
Благодаря модульной конструкции ракеты обеспечивается высокая степень взаимозаменяемости узлов и агрегатов всего модельного ряда ракет AGM-114.
Фирмой "Marconi Electronic Systems" для ПТУР AGM-114L разработана активная ГСН миллиметрового диапазона. ГСН характеризуется высокими помехозащищенностью, разрешающей способностью и точностью благодаря узкой диаграммы направленности излучения антенны. Дальность действия ГСН от 12 до 16 км. Приемопередающее устройство ГСН, размещаемое за антенной, изготавливается на чипах на основе арсенида галлия. Рабочая частота ГСН (94 Ггц) выбрана из условия обеспечения надежной работы при дожде, тумане и наибольшей разрешающей способности. Комплекс с ГСН "Marconi Electronic Systems" под названием "Brimstone" принят на вооружение в Великобритании.
Поиск целей осуществляется с помощью прицельной системы [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ] (Target Acquisition Disignation Sight) или надвтулочной РЛС управления стрельбой [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ] (FCR - Fire Control Radar), данные от которых передаются в ГСН ракеты AGM-114L.
Захват цели ракетой может осуществляться либо до пуска, либо после пуска, в зависимости от того находится ли цель в зоне захвата ГСН ракеты. В последнем случае на начальном участке полета движение ракеты осуществляется под управлением инерциальной системы управления. Наведение ракеты AGM-114L возможно с передачей внешнего целеуказания по линии передачи данных от других вертолетов с комплексом "Longbow", при этом вертолеты могут находится на удалении более 700 метров друг от друга.
Комплекс "Hellfire-Longbow" включает новую двух- или четырехпозиционную пусковую установку [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ]. ПУ M299 спроектирована под стандарные 356-мм узлы подвески НАТО и имеет цифровой мультиплексорный интерфейс MIL-STD-1760. Вес пустой ПУ M299 в двухпозиционном варианте - 43.6кг, в четырехпозиционном - 66кг. Вес снаряженной ПУ - 141 и 260кг, соответственно. М299 может использоваться для запуска всех предыдущих вариантов ракет "Hellfire", начиная с AGM-114A.
Программа HOMS ("Hellfire Optimized Missile System") дальнейшей модернизации ПТУР "Hellfire", предлагаемая фирмой-разработчиком предполагает выполнение работ по следующим направлениям:
оснащение ракеты AGM-114 кумулятивной боевой частью с двумя лидирующими зарядами, которые срабатывают последовательно перед подрывом основного заряда БЧ, что позволяет преодолевать многослойную динамическую броню современных и перспективных танков.
разработка пульсирующего маршевого двигателя, использование которого повысит дальность полета ракеты на 50%.
снижение лобового сопротивления и стартовой массы ракеты до 36.3кг, за счет оптимизации конструкции ракеты и использования современных материалов.
оснащение ракеты системами управления вектором тяги и пограничным слоем для повышения маневренных качеств AGM-114.
фирмой "Rockwell International" для ракеты AGM-114 предлагается инфракрасная ГСН с мозаичным приемником на теллуриде кадмия (Cd-Te) в фокальной плоскости, содержащим 128х128 чувствительных элементов. Ракета с этой ГСН может быть использована как против танков, так и против вертолетов противника.
Таблица 1. «Тактико-технические характеристики AGM-114L» 
Дальность стрельбы, м
0.5 - 9000

Скорость полета ракеты, М
1.1

Вес ракеты, кг
45.7

Диаметр корпуса, мм
178

Длина, мм
1630

Размах стабилизаторов, мм
326


Авиационная тактическая ракета Maverick AGM-65d (США).
"Maverick" AGM-65D - модификация тактической ракеты [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ] класса "воздух-поверхность", оснащенная тепловизионной головкой самонаведения. Разработана американской фирмой "Hughes Aircraft Co" и принята на вооружение в 1986 году. Ракета предназначена для поражения широкого спектра целей. Кроме бронированной техники с работающими или недавно выключенными двигателями, самолетов на аэродромах, которые являются достаточно мощными источниками тепла, управляемая ракета АGМ-65D также может применяться по искусственным сооружениям, контрастным в тепловом отношении относительно фона поверхности земли.
При создании ракеты AGM-65D преследовалась цель - преодолеть ограничения по боевому применению, свойственные ранним модификациям той же ракеты с телевизионной головкой самонаведения - AGM-65A и AGM-65B .Ракета АGМ-65D может применяться как днем, так и ночью в простых и сложных метеоусловиях, в том числе при наличии дымов и пыли над полем боя. Кроме того, при прочих равных условиях ее головка самонаведения может захватить цель на дальности 15-18 км, то есть почти в два раза большей, чем телевизионные головки управляемых ракет АGМ-65А и АGМ-65В. В зимнее время возможность ее применения снижается лишь на 10-12 %, а не на 70 %.
Все варианты ракеты "Maverick" имеют одинаковую нормальную самолетную аэродинамическую схему и оснащены 2-режимным твердотопливным двигателем ТХ-481. В стартовом режиме он развивает тягу 4540 кгс, а в маршевом - 990 кгс. Суммарный импульс тяги 6160 кг, время работы двигателя 3.5с.

Рис.2 ККС АGМ-65D
Тепловизионная ГСН выполнена в виде съемного модуля, что дает возможность заменять ее головками других типов.
В состав координатора цели ГСН входят оптическая система и электронные компоненты для обработки инфракрасных (ИК) сигналов и выработки команд управления. Естественное тепловое излучение, создаваемое целью и окружающим фоном в ИК спектре, через входное окно объектива и отклоняющее зеркало оптической системы поступает на сканирующее устройство. Его внутренняя кольцевая поверхность образуется 20 узкими зеркальными пластинками, устанавливаемыми под различными углами друг к другу. Благодаря этому при вращении устройства со скоростью 60 об/мин происходит построчный просмотр поля зрения ГСН. Отражаемое зеркальными пластинками изображение попадает на решетку ИК детекторов, охлаждаемую до сверхнизких температур для достижения достаточной чувствительности ГСН. Видеосигналы, снимаемые с выхода решетки, вводятся в индикатор с растровой разверткой, который размещается в кабине самолета.
При применении УР "Maverick" AGM-65D для поиска и первичного обнаружения цели используется имеющаяся на борту самолета-носителя ИК станция переднего обзора, а в случае ее отсутствия - тепловизионная головка ракеты. На изображение, воспроизводимое на самолетном индикаторе, накладывается перекрестие и прямоугольная прицельная сетка захвата цели. При ее обнаружении ИК станция или тепловизионная ГСН переключаются в режим обзора с узким полем зрения. Затем прицельная сетка накладывается на цель, а после ее захвата головкой (в диапазоне разрешенных дальностей) осуществляется пуск ракеты.
Дальнейшее самонаведение осуществляется двумя методами - определения центроиды и автокорреляционным. Первый метод используется в том случае, если цель занимает менее 60% телесного угла поля зрения головки. Координатор ГСН производит автоматическое определение фазового центра изображения цели по ее силуэту и наведение на этот центр. При сближении с целью в момент, когда она начинает занимать более 60% угла поля зрения, головка автоматически переключается в автокорреляционный режим сопровождения и наведения, в котором производится покадровое сравнение изображения с определением величины автокорреляционной функции и выработкой сигналов ошибки наведения, отрабатываемой автопилотом.
Прозрачный для ИК лучей обтекатель ГСН, выполненный из сульфида цинка, может приходить в негодность в результате эрозии, возникающей под воздействием твердых частиц и атмосферных осадков при срыве защитной крышки во время учебных полетов самолета с подвешенными ракетами "Maverick". Для продления срока его службы разработано специальное эластичное пластмассовое покрытие. Оно наносится методом полимеризации в газовом разряде в виде тонкой пленки толщиной 5,4 мкм, которая ухудшает прозрачность обтекателя всего на 3%.
Осколочно-фугасная боевая часть ракеты весом 135 кг имеет массивный стальной корпус, внутри которого размещается мощный заряд ВВ. Конструкция корпуса исключает его рикошетирование и за счет большого веса обеспечивает пробивание цели (корпуса корабля или бетонного перекрытия), а подрыв ВВ осуществляется с некоторым замедлением, выбираемым в зависимости от характера цели.
Таблица 2. «Тактико-технические характеристики AGM-65D» 
Самолет-носитель
А-10, F-15E, F-16

Скорость полета ракеты ,км/ч
1150

Дальность полета, км
27

Дальность захвата цели ГСН, км
15-18

Длина ракеты, мм
2490

Диаметр корпуса ракеты, мм
304.8

Размах крыльев , мм
711.2

Стартовый вес , кг
218.25

Вес боевой части, кг
135

Вес двигателя ТХ-481, кг
47.20

Авиационная тактическая ракета AS-30L(Франция).
Высокоточная управляемая ракета AS-30L класса "воздух-земля" предназначена для поражения различных наземных и морских целей, в том числе мостов, бронетанковой техники, надводных кораблей. Разработка AS-30L с лазерной системой наведения проводилась французской фирмой "Aerospatiale" с 1973 году на базе ракеты AS-30 с радиокомандной системой наведения.
Ракета входит в состав вооружения "Mirage 2000D", "Mirage 2000-5", F-16, "Jaguar", "Mirage" F1, модернизированного "Super Etendard", "Rafale". В состав комплекса входит подвесной контейнер с лазерной системой целеуказания "Atlis-2" (Automatic Tracking Laser Iluminating System), разработанный фирмами "Thomson-CSF" и "Martin Marietta" (сейчас "Lockheed Martin Electronics and Missiles"). Модернизированный контейнер, оснащенный многоспектральной инфракрасной телекамерой, получивший обозначение CLDP(Convertible Laser Designation Pod) обеспечивает круглосуточное применение комплексов вооружения с лазерной системой наведения.
На вооружение ВВС Франции ракета была принята в 1988 году. В 1996 году авиационный комплекс с ракетой AS-30LВ составе модернизированного варианта "Super Etendard" был принят на вооружение ВМС Франции.
УР AS-30L широко поставлялась на экспорт и в настоящее время помимо Франции состоит на вооружении ВВС Англии, ЮАР, Египта, Ирака, Германии, Перу, Швейцарии, Индии, Иордании, Нигерии, Омана, Пакистана и Венесуэлы.




Рис.3 Схема AS-30L
Ракета AS-30L выполнена по нормальной аэродинамической схеме, имеет твердотопливные маршевый и стартовый двигатели. Стартовый двигатель - неотделяемый, оснащен двумя сопловыми блоками. Два сопла стартового двигателя имеют малый угол полураствора и расположены снаружи корпуса ракеты в специальных углублениях хвостового отсека по обе стороны от сопла маршевого двигателя. Время работы стартового двигателя -2с, он обеспечивает скорость движения ракеты относительно носителя до 200м/с. Маршевый двигатель запускается через 1с после запуска стартового двигателя и разгоняет ракету до скорости около 450м/с. Сопло маршевого двигателя находится в центре и связано с камерой сгорания маршевого двигателя газоводом, проложенным по оси ракеты. Маршевый двигатель оснащается системой управления вектором тяги, состоящей из четырех газодинамических рулей - дефлекторов с электромагнитным приводом. Управление комбинированное и осуществляется как аэродинамическими поверхностями, так и газодинамическими рулями.
Боевая часть - кумулятивная, взрыватель контактный. БЧ способна пробить бетонную стену толщиной до 2 м.
Ракета оснащена лазерной полуактивной системой наведения TMV 585 (длина волны 1.06мкм). Подсветка атакуемой цели может осуществляться бортовой или наземной станцией целеуказания. На начальном участке траектории управление ракетой осуществляется инерциальной системой наведения, когда интенсивность отраженного от цели лазерного сигнала превышает пороговый уровень управление передается системе самонаведения. При стрельбе на короткие дистанции захват цели головкой самонаведения может происходить уже на подвеске самолета-носителя.
Для обнаружения, идентификации и подсветки цели с воздуха используются подвесные контейнеры LDP/"Atlis-2" и [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ]. Последний вариант оснащается инфракрасной камерой и обеспечивает круглосуточное применение ракеты AS-30L. Визуально контейнеры отличаются формой носовой части. В носовой части контейнеров, которая может поворачиваться в горизонтальной плоскости на угол до 160°, находится система автоматического сопровождения цели на стабилизированной по углу крена инерциальной платформе, многоспектральная телевизионная камера и система лазерной подсветки цели. Установка системы лазерной подсветки цели на поворотной стабилизированной платформе предоставляет широкие возможности маневра самолета-носителя после пуска ракет. В центральном отсеке контейнера размещается источник питания, блок электроники для обработки телесигналов, бортовой компьютер, стыковочный узел. Источник питания лазерной системы целеуказания, блок охлаждения помещены в хвостовом отсеке контейнера. По данным фирмы разработчика подвесные контейнеры LDP/"Atlis-2" и CLDP обеспечивают точностью целеуказания до 1 метра.
Самолеты "Mirage 2000H" и "Jaguar IS" ВВС Индии оснащаются подвесным контейнером [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ] (Израиль), также обеспечивающим круглосуточное применение оружия с лазерной системой наведения.
Таблица 3. «Тактико-технические характеристики AS-30L» 
Размах крыльев, мм
1000

Длина, мм
3650

Диаметр, мм
342

Стартовый вес, кг
520

Максимальная скорость, км/ч
1700

Потолок, м
10000

Минимальная дальность, км
3

Максимальная дальность, км
11

Максимальная скорость, м/c
450 (М=1.32)

Время полета на максимальную дальность, с
22

Веc БЧ, кг
240



Противотанковый комплекс 9К121 Вихрь (Россия).
Авиационный противотанковый ракетный комплекс "Вихрь" предназначен для поражения бронированной техники, в том числе оснащенной реактивной броней, и малоскоростных воздушных целей, летящие со скоростью до 800 км/ч.
Разработка комплекса начата в 1980 году в КБ приборостроения (НПО "Точность") под руководством главного конструктора А.Г.Шипунова. Принят на вооружение в 1992 году.
К началу 2000 года комплекс использовался на противотанковом штурмовике Су-25Т (Су-25ТМ, Су-39, подвешивается до 16 ракет на двух пусковых установках АПУ-8) и боевом вертолете Ка-50 "Черная Акула" (подвешивается до 12 ракет на двух ПУ).
Имеется вариант корабельного комплекса [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ], который включает 30-мм артиллерийскую установку АК-306 и четыре ПТУР "Вихрь" с дальностью стрельбы до 10 км. Комплексом "Вихрь" предполагается оснащать патрульные корабли и катера.
Состав: 
В состав комплекса ракетного оружия "Вихрь" входят: 
сверхзвуковая управляемая по лучу лазера ракета 9А4172;

Рис.4 Схема 9А4172.
круглосуточная обзорно-прицельная система И-251 "Шквал";
авиационная пусковая установка АПУ-8 или АПУ-6;
Комплекс позволяет вести стрельбу одиночными ракетами и залпом из двух ракет. Высокая сверхзвуковая скорость ракеты (до 610 м/c ) способствует снижению уязвимости вертолета во время атаки и позволяет в одном заходе поразить несколько целей. Дистанцию 4 км ракета пролетает за 9 с. Для сравнения: наиболее мощная американская вертолетная противотанковая ракета АGМ-114K "Hallfire" имеет дозвуковую скорость и покрывает это расстояние за 15 с.
Ракета выполнена по аэродинамической схеме "утка" со складным крылом . Ее наведение осуществляется при помощи всесуточного автоматического прицельного комплекса. При приближении к району нахождения цели, координаты которой заранее заведены в БЦВМ вертолета, на расстоянии приблизительно 12 км автоматически включается режим телевизионного сканирования местности. Обнаружив изображение цели на телевизионном экране, летчик направляет вертолет в ее сторону, затем обрамляет цель сеткой прицела и нажимает кнопку автоматического слежения. Прицел переходит на автоматическое сопровождение цели, а по достижении разрешенной дальности производит пуск ракеты.
Лазерно-лучевая система наведения в сочетании с автоматической системой сопровождения цели гарантирует высокую точность стрельбы, практически не зависящую от дальности. Мощность излучения лазерно-лучевой системы управления, на порядок меньшая пороговой мощности срабатывания зарубежных систем предупреждения о лазерном облучении, обеспечивает высокую скрытность применения. Вероятность уничтожения малоразмерной подвижной цели класса "танк" ракетой "Вихрь" - 80%.
Хранение, транспортировка и применение ракеты осуществляются с использованием транспортно-пускового контейнера , обеспечивающего безрегламентное складирование ПТУР в течение 10 лет.
Кумулятивно-осколочно-фугасная с лидирующим кумулятивным зарядом БЧ ракеты 9А4172 способна пробить броню (в том числе активную) самых современных зарубежных танков с любых ракурсов. Максимальная бронепробиваемость - 1000мм."Вихрь" имеет контактный и неконтактный взрыватели.
Таблица 4. «Тактико-технические характеристики «Вихрь» 9А4172» 
Разработчик
КБ "Приборостроения"

Дальность стрельбы, км:             - днем             - ночью
0.5-10 до 5 (6)

Высота пуска,м
5-4000

Время полета , с:             - на максимальную дальность             - на дальность 8000м             - на дальность 6000м
28 23 14

Средняя скорость полета, м/с
600

Габариты ракеты 9А4172, мм:             - длина             - максимальный диаметр корпуса             - размах крыла             - размах стабилизаторов
2750 125-130 240 380

Стартовый вес ракеты , кг
40-45

Габариты ТПК, мм:             - длина             - диаметр
2870 140

Вес ракеты в ТПК ,кг
59

Температура применения, град oC
от -50 до +50

Боевая часть:             - вес, кг             - вес взрывчатого вещества, кг             - тип взрывателя             - радиус действия неконтактного взрывателя, м
8-12 4-5.5 контакный и неконтактный 2.5-3.0

5. Авиационная тактическая ракета Х-29Л (Россия).
Ракета Х-29Л предназначена для поражения в простых метеоусловиях наземных целей типа: прочные укрытия самолетов, стационарные железнодорожные и шоссейные мосты, промышленные сооружения, склады, бетонированные ВПП.
Разработка ракеты Х-29 с лазерной головкой самонаведения началась в КБ "Молния" под руководством главного конструктора М.Р.Бисновата, в дальнейшем работы были переданы в МКБ "Вымпел". Х-29Л принята на вооружение в 1980 году. Х-29Л (изделие 64л) оснащена ГСН того же типа (24Н1), что и Х-25. Унификация систем наведения упростила использование ракеты и она была принята на вооружение всех типов машин ударной авиации.
На вооружении ВВС России кроме ракеты Х-29Л имеются и другие модификации ракеты этой ракеты: [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ] - с телевизионной и Х-29мп - с пассивной радиолокационной головками самонаведения.
[ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ]
Рис.5 Схема Х-29Л
Ракета Х-29Л выполнена по аэродинамической схеме "утка" и имеет модульную конструкцию из пяти отсеков - ГСН, отсека управления, боевой части (БЧ), двигателя и хвостового отсека, которые могут храниться в укупорке отдельно и собираются при подготовке с помощью фланцевых стыков.
Ракета оснащена полуактивной лазерной системой самонаведения - подсвеченная лучом лазера цель становится вторичным "светящимся" источником излучения. Наведение на цель проводится по методу пропорционального сближения, заключающемся в наведении на цель с упреждением таким образом, чтобы поперечная перегрузка ракеты была пропорциональна угловой скорости вращения линии визирования, которую измеряет следящий координатор ГСН типа [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ].
Для поражения прочных и защищенных целей ракеты Х-29 оснащены мощной бетонобойной БЧ весом 317 кг (масса взрывчатого вещества -116кг), заключенной в бронированный проникающий корпус и снабженной контактным взрывателем, обеспечивающим подрыв БЧ с заданным замедлением после пробития преграды. БЧ имеет специальное противорикошетное устройство на передней части корпуса, повышающее эффективность действия при малых "скользящих" углах встречи с целью, частых при пуске с малых высот и дистанций. Режим работы взрывателя ("мгновенно" или с "замедлением") задается летчиком, а контактные датчики размещаются перед БЧ в корпусе в зоне рулей и пролегают вдоль передних кромок крыла.
Большая масса потребовала использования мощного источника питания (ПАД), для улучшения управляемости перед рулями установлены дестабилизаторы. Управление по крену осуществляется элеронами на крыле. Электропитание систем и ГСН обеспечивается ампульной батареей и электромеханическим преобразователем переменного тока с ресурсом электроснабжения в 40 сек.
При пусках ракеты с носителей, оборудованных станцией подсвета типа "Прожектор", у которой луч подсвета неподвижен относительно продольной оси самолета, система управления в двух плоскостях работает в режиме самонаведения. При пусках с носителей, на которых установлены станции подсвета типа "Клен" и "Кайра" (луч подсвета подвижен относительно оси самолета), система управления ракеты в вертикальной плоскости позволяет проводить наведение в три этапа: на первом этапе по логарифмической траектории (автономное наведение), на втором - происходит разворот ракеты на цель, на третьем - ракета переходит на самонаведение. Это позволяет увеличить угол подхода к цели при пусках с малых высот. Перед целью ракета делает "горку". Система управления также стабилизирует ракету по курсу, крену, тангажу.
Для обеспечения подсветки цели и удержания на ней с необходимой точностью лазерного луча были созданы станция подсвета и дальнометрирования "Клен-ПС", а также две модификации лазерно-телевизионной прицельной системы "Кайра" и "Кайра-К". В конструкциях станции подсвета и ГСН реализованы технические решения, исключающие влияние лазерного излучения от других станций самолетов группы. В задачу летчика входит только обнаружение и маркирование поражаемого обьекта на TV-индикаторе. Точное удержание луча подсветки на цели обеспечивается автоматической следящей системой. Комплекс оптико-электронных приборов из станции подсвета и ГСН обеспечивает наведение ракет с ошибкой 5-7 м на предельных дальностях стрельбы.
Таблица 5. «Тактико-технические характеристики Х-29Л» 
Дальность стрельбы, км :             - максимальная             - минимальная
8-30 2-3

Боевая часть:             - тип             - вес, кг             - вес взрывчатого вещества, кг
фугасно-проникающая 317-320 116

Самолет-носитель
Су-17М2, Су-17М3, Су-17М4, Су-24М, Су-25, Су-25Т, Су-34, Су-35, МиГ-27К, МиГ-27М, МиГ-27Д, МиГ-29М

Скорость полета носителя, км/час
600-1250

Высота пуска, км
0.2-10

Габариты,мм:             - длина             - максимальный диаметр корпуса             - размах крыла             - размах рулей
3875-3900 380-400 1100 750

Максимальная скорость полета, м/с
600

Средняя скорость полета, м/с
250-350

Стартовый вес, кг
650-660

Авиационная тактическая ракета Х-59 Овод (Россия).
Тактическая ракета средней дальности Х-59 предназначена для поражения малоразмерных наземных целей, координаты которых определяются до пуска ракеты.
Разработана в МКБ "Радуга", изготавливалась на Смоленском авиационном заводе.
[ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ]
Рис.6 Схема Х-59
Двухступенчатая ракета Х-59 выполнена по аэродинамической схеме "бесхвостка" с Х-образным крылом и дестабилизатором изменяемой геометрии (при транспортировке складывается).
Твердотопливный стартовый двигатель имеет одно сопло. Маршевый двигатель также твердотопливный имеет двухсопловую компоновку. Оснащена боевой частью фугасно-кумулятивного типа весом 147-148кг. Органы управления - аэродинамические рули. Система управления - телевизионно-командная ( разработчик - МНИИТИ).
В целях повышения надежности, живучести и улучшения условий эксплуатации ракета скомпонована по отсекам. В каждом отсеке собраны системы, функционально наиболее связанные между собой. Такая компоновка позволяет:
применить управляемую направленную антенну необходимого диаметра при минимальном миделе фюзеляжа ракеты,
производить замену боевых частей без расстыковки волноводного тракта,
оптимально использовать охлаждающий воздух, поступающий с самолета-носителя,
обеспечить удобный доступ к блокам электрооборудования при эксплуатации .
Для предохранения оптического обтекателя аппаратуры телевизионно-командного наведения от механических повреждений и аэродинамического нагрева в процессе совместного полета на ракете предусмотрен защитный конус, который с системой его сброса и раскладывания дестабилизаторов размещен перед видеообтекателем.


Перед пуском в память бортовой системы управления ракеты заносятся координаты цели. После пуска на начальном участке траектории управление осуществляется инерциальной системой. При подлете к цели на дистанцию около 10км включается телевизионная головка самонаведения. Телевизионное изображение местности транслируется с ракеты на борт самолета-носителя, где штурман-оператор визуально производит распознавание цели. Затем он на телевизионном изображении накладывает подвижное перекрестье на цель и нажимает кнопку привязки автоматической системы слежения "Тубус". После этого ракета самостоятельно наводится на цель.
Для ракеты Х-59 на самолете-носителе необходимо иметь специальный подвесной контейнер типа [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ]. Использование подвесного контейнера дает возможность применения ракеты Х-59 с различных носителей, в том числе и зарубежных.
Таблица 6. «Тактико-технические характеристики Х-59» 
Дальность стрельбы ,км
40

Точность стрельбы (КВО), м
2-3

Скорость полета, м/с
285

Длина ракеты, мм
5368 - 5370

Максимальный диаметр корпуса ракеты, мм
380

Размах крыльев , мм
1260 (1170)

Стартовый вес ,кг
760-790














Авиационная тактическая ракета Х-25МЛ (Россия).
Авиационная тактическая ракета Х-25мл предназначена для поражения малоразмерных подвижных и неподвижных наземных (надводных) целей: РЛС и пусковых установок комплексов ЗУР, самолетов на открытых стоянках и в легких укрытиях, легких мостов и переправ, малотоннажных судов, железнодорожных эшелонов и других целей.
Авиационная ракета Х-25мл, как и другие ракеты семейства Х-25м ( [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ] - с радиокомандной системой наведения; [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ] - с пассивной радиолокационной головкой самонаведения ), создана с использованием двигателя, крыльев, рулей автопилота, энергоблока и боевой части ракеты Х-27пс.
[ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ]
Рис.7 Схема Х-25МЛ
Ракета Х-25мл выполнена по аэродинамической схеме "утка" с Х-образным расположением крыла и рулей. Двухрежимный двигатель ПРД-276 на смесевом топливе разработан в ОКБ-81 под руководством И.И.Картукова. Фугасная боевая часть Ф-27 размещается в носовой части планера за РГСН и в хвостовом отсеке за двигательной установкой.
Ракета имеет полуактивную лазерную систему самонаведения. В 1970-х годах, когда подтвердилась возможность использования отраженного лазерного излучения для наведения на цели управляемых боеприпасов, была разработана полуактивная ГСН 24Н1 для ракет Х-25мл, [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ] и С-25л, пополнивших комплект вооружения самолетов Су-17 (различных модификаций), Су-24М, МиГ-23БМ и МиГ-27К.
Наведение ракеты Х-25мл на цель проводится по методу пропорционального сближения. Параметром управления является угловая скорость изменения направления линии визирования цели. Сигнал управления формируется на выходе следящего лазерного координатора цели, имеющего угол поля зрения - 2o, максимальный угол пеленга цели - 30o. Система управления также стабилизирует ракету по тангажу, курсу и крену.
Подсветка атакуемой цели может осуществляться бортовой или наземной станцией целеуказания. Для обеспечения подсветки цели и удержания на ней лазерного луча с необходимой точностью, была создана станция подсвета и дальнометрирования "Клен-ПС", а также две модификации лазерно-телевизионной прицельной системы "Кайра" и "Кайра-К". В конструкциях станции подсвета и ГСН реализованы технические решения, исключающие влияние лазерного излучения от других самолётов в группе. В задачу летчика входит только обнаружение и маркирование поражаемого объекта на ТУ-индикаторе. Точное удержание луча подсвета на цели обеспечивается автоматической следящей системой. Комплекс оптико-электронных приборов из станции подсвета и ГСН обеспечивает наведение ракет с ошибкой 5-7 м на предельных дальностях стрельбы. На конечном участке траектории ракета делает "горку".
Таблица 7. «Тактико-технические характеристики Х-25МЛ» 
Самолет-носитель
МиГ-23БН, МиГ-23БМ, МиГ-27М, МиГ-27К, МиГ-27Д, Су-17М2, Су-17М3, Су-17М4, Су-24М, Су-25, Су-25Т, Як-141, МиГ-29М, Су-35

Дальность действия,км

минимальная
2.5-3

максимальная
8-10

Время полета на максимальную дальность ,с
15-18

Скорость полета максимальная ,м/с
600-850

Скорость полета средняя ,м/с
400-450

Скорость полета носителя ,км/ч
600-1250

Высота пуска,км
0.05-5

Точность стрельбы (КВО) ,м
5-10

Длина ракеты, мм
3705-3750

Максимальный диаметр корпуса ракеты, мм
275-280

Размах крыльев, мм
820

Размах оперения, мм
493

Стартовый вес ,кг
295-300

Вес боевой части,кг
89.6-90











Многоцелевая ракета Х-38МЭ (Россия).
Авиационные управляемые ракеты малой дальности Х-38МЭ предназначены для поражения широкой номенклатуры наземных (в т.ч. укрепленных и бронированных) одиночных и групповых целей, а также надводных кораблей противника в прибрежной полосе. Особенностью ракет семейства Х-38МЭ является модульный принцип построения, обеспечивающий повышенную боевую эффективность за счет использования различных типов систем наведения и боевого оснащения при действиях по разным целям, а также оперативно реагировать на изменение тактической обстановки в зоне боевых действий.
Разрабатывается корпорацией "Тактическое ракетное вооружение" с начала 1990-х годов и предназначена для вооружения перспективных российских авиационных комплексов 5-го поколения, а также многофункциональных истребителей Су-35, МиГ-35 и вертолетов. Впервые ракета была продемонстрирована на МАКС-2007.
Планируется, что ракеты Х-38 должны со временем заменить в комплексах вооружения отечественных боевых самолетов ранее разработанные предприятиями корпорации ракеты Х-25М и Х-29 различных модификаций, при этом по размерности новое средство поражения занимает промежуточное положение между ними. По сравнению с ракетами семейств Х-25 и Х-29 у Х-38 существенно увеличены назначенные эксплуатационные ресурсы, срок службы и надежность.
[ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ]
Рис.8 Х-38МЭ
Ракеты семейства Х-38МЭ являются модульными. В зависимости от предполагаемого типа цели на ракету могут быть установлены различные боевые части и головки самонаведения. Наведение всех модификаций является комбинированным на маршевом участке ракета управляется инерциальной системой управления, а на конечном участке траектории переходит на самонаведение. Для снижения ограничений по движению носителя система управления ракеты Х-38 обеспечивает очень широкий угол по пеленгу цели в горизонтальной плоскости в момент пуска ±80°.
В настоящее время разработчиком предлагаются следующие варианты систем самонаведения:
Х-38МЛЭ с лазерной ГСН;
с системой спутниковой навигации;
Х-38МТЭ с тепловизионной ГСН 9-Б-7738;
Х-38МАЭ с активной радилокационной ГСН.
В зависимости от задачи на ракетах могут применяться различные боевые части: на Х-38МАЭ, Х-38МЛЭ и Х-38МТЭ - осколочно-фугасная или проникающая, на Х-38МКЭ - кассетная. Маршевый двигатель - двухрежимный твердотопливный.
Ракеты применяются с авиационных пусковых устройств типа АКУ или АПУ. В случае запуска с вертолётов в задней части ракеты размещаются ракетные ускорители, обеспечивающие требуемую начальную скорость.
Таблица 8. «Тактико-технические характеристики Х-38МЭ» 
Дальность пуска, км
3 - 40

Максимальная скорость полета, М
2,2

Угол пеленга цели в горизонтальной плоскости в момент пуска, градус
±80°

Вероятность поражения цели (без противодействия/при противодействии)
0,8/0,6

Срок службы, лет
10

Назначенный ресурс (самолет/вертолет):             - по взлетам-посадкам, шт.             - по налету под носителем, ч             - по наработке аппаратуры, ч
15/30 75/75 90/90

Масса БЧ, кг
до 250

Стартовая масса, кг
не более 520

Габариты, м             - длина             - диаметр корпуса             - размах крыла ракеты
4.2 0.31 1.14

Условия пуска:             - диапазон высот, м             - диапазон скоростей, м/с
200-12000 15-450










Анализ существующих тактических авиационных ракетных комплексов.
За основные критерии оценки примем максимальную дальность полёта, а так же стартовую массу изделия. Характеристики сведём в таблицу.
Таблица 9. «Сравнение ТТХ»
Наименование АУР
Стартовая масса, (КГ)
Макс. дальность, (КМ)

AGM-114L
50
9

AGM-65E
280
18

AS-30L
520
11

Penguin
365
30

«Вихрь»
45
10

Х-29Л
660
30

Х-59
770
40

Х-25МЛ
300
10

Х-38МЭ
520
40

График 1. «ТТХ современных АУР»




Выбор ракеты-аналога.
Из графика 1 видно, что в России на данный момент не существует авиационной тактической ракеты среднего класса, с ТТХ сопоставимыми с американской тактической ракетой АGМ-65D. Рассматривая историю эксплуатации данного изделия в ходе операции "Буря в пустыне", а так же в процессе летных испытаний и учебно-тренировочных пусков специалисты отмечают, что эти ракеты обладают довольно высокой точностью. По их подсчетам, вероятность попадания управляемой ракеты в малоразмерную цель (танк, БТР и т.д.) в среднем была равна 85 %.
Обладая небольшой массой и габаритами, ракета снабжена довольно мощной БЧ (135кг), которая позволяет использовать её против широкого круга целей, начиная с легкобронированных целей, и заканчивая укреплёнными строениями и кораблями.
В качестве основного прототипа в рамках данного курсового проекта будем рассматривать именно эту ракету. Примем её тактико-технические и массогабаритные характеристики за базовые.
Так же ужесточим ограничение на размах крыльев и рулей. Это приходиться делать для возможности размещения проектируемого изделия во внутренних отсеках ЛА, использующих технологии малозаметности.
В итоге получаем следующие данные о ракете:
Таблица 10. «Начальные характеристики проектируемого изделия».
Длина (мм)
(2500

Диаметр (мм)
(300

Размах рулей\крыльев (мм)

·600

Стартовая масса (кг)

·300

Масса БЧ (кг)
(135

Максимальная дальность (км)
(20








2. Выбор конструктивно-компоновочной схемы.
Выбор аэродинамической схемы.
Как показывает практика, для ракет класса «воздух-поверхность» наиболее выгодно использовать нормальную (классическую) аэродинамическую схему. Это объясняется рядом причин:
Во-первых, в такой схеме крыло находится в благоприятных условиях, в невозмущённом потоке, его эффективность возрастает. Это преимущество становится всё заметнее с увеличением дальности полёта ЛА.
Так же данная схема получила наибольшее распространение вследствие простого решения вопросов продольной устойчивости и продольной управляемости на всех режимах полёта. Наличие скоса потока за крылом уменьшает истинный угол атаки
· на органах управления, тем самым обеспечивает высокую эффективность продольного управления на всех режимах полёта, включая и большие
·. Это позволяет совершать резкие манёвры при сохранении плавного обтекания на рулях.
Нормальная схема позволяет свести к минимуму изгибающие моменты при движении по траектории.
Для удобства компоновки ракеты с носителем следует выбрать Х-образную схему ориентировки крыльев и рулей. Помимо удобства компоновки, мы так же получаем выигрыш в управляющем моменте. Поскольку в Х-образной схеме при манёвре отклоняются обе пары рулей, то и сила, создаваемая в биссекторной плоскости на 40% больше, чем в плоскостях той или другой пары рулей.
Выбор типа двигателя.
Для тактических авиационных ракет на сегодняшний день единственным подходящим по большинству критериев вариантом двигательной установки является РДТТ.
Простота и низкая стоимость изготовления и эксплуатации. Отсутствие топливных баков, магистралей трубопроводов, топливных насосов, и вообще любых подвижных узлов - конструктивные преимущества.
Не стоит забывать и про высокую надёжность РДТТ. По отдельным статистическим сведениям после истечения гарантийного срока хранения ДУ вероятность их безотказного срабатывания составляет более 98%. В гарантийный период надежность РДТТ выше 99%.
Приведённого выше перечня причин достаточно, чтобы не рассматривать другие варианты двигательных установок (ЖРД и ВРД).

Выбор типа ГСН.
Выбору ГСН следует уделить особое внимание, т.к. от её работы напрямую зависит эффективность применения ракеты на боле боя.
Рассмотрим основные типы головок самонаведения применяемых на сегодняшний день и произведём отсеивание для поиска наилучшей.
Радиолокационная (Активная\Пассивная) ГСН обладает слабой помехозащищённостью, так же наведение на большинство сухопутных целей с её помощью затруднительно.
Лазерная ГСН не является пассивной системой наведения. Цель приходится «подсвечивать» всё время полёта ракеты до неё, что накладывает большие трудности, тем более в боевой обстановке. Следовательно, не реализуем принцип «пустил-забыл». А так же цель может принять контрмеры по собственной защите (создать дымовую завесу или пустить ответную ракеты в сторону носителя).
Оптическая (телевизионная) ГСН является пассивной, и на ней реализуем принцип «пустил-забыл». Но её существенным недостатком является резкое падение дальности захвата в пасмурные дни и не способность функционировать ночью.
Остаётся только Тепловая ГСН, сочетающая в себе все преимущества оптической. Способна осуществлять захват любой теплоконтрастной цели (с работающим двигателем или недавно выключенным) на достаточном расстоянии, в любое время суток. Технология производства с каждым годом совершенствуется, следовательно снижается стоимость ГСН.
Разумеется, лучший вариант использовать трехрежимную головку самонаведения, способную работать в инфракрасном и лазерном режимах, а так же диапазоне миллиметровых радиоволн. Трехрежимная головка самонаведения обеспечивает высокую точность поражения цели и гарантию защиты от любых помех. Но разработка и внедрение в производство подобной ГСН займёт какое то время.
Так что остановимся на обычной тепловой (ИК) ГСН. На данном этапе она удовлетворяет всем нашим требованиям.

Состав отсеков.
Ещё на этапе проектирования ракеты подобного класса есть смысл заложить в неё основы модульной конструкции. Разделив всю конструкцию на отсеки, мы обеспечим удобство при изготовлении и сборки, а так же обеспечим взаимозаменяемость узлов ракеты. В будущем не её базе можно будет создать целое семейство тактических ракет, отличающихся типами ГСН или видами БЧ. Модульность конструкции позволит сократить время и средства на разработку, а так же позволит удовлетворить любые требования заказчика.
Наиболее оптимальной, в данном случае, будет компоновка, состоящая из четырёх отсеков:
Приборный отсек
Отсек БЧ
РДТТ
Хвостовой отсек
Приборный отсек: представляет собой цилиндрическую капсулу с вырезами, состоящую из двух частей. Капсула стыкуется со шпангоутом при помощи шпилек. Внутри капсулы располагается бОльшая часть аппаратуры ракеты: ИК ГСН, блок пассивного координатора цели, ампульные батареи, блок управления полётом ракеты. Так же в приборном отсеке располагается баллон с газом (аргон\азот\хладон) для охлаждения ГСН.
ГСН установлена на двухосном гиростабилизаторе в начале капсулы. В состав координатора цели ГСН входят оптическая система и электронные компоненты для обработки инфракрасных сигналов и выработки команд управления. Естественное тепловое излучение, создаваемое целью и окружающим фоном в ИК спектре, проходит через входное окно объектива и отклоняющее зеркало оптической системы и поступает на сканирующее устройство. Его внутренняя кольцевая поверхность образуется 20 узкими зеркальными пластинками, устанавливаемыми под различными углами друг к другу. Благодаря этому при вращении устройства со скоростью 60 об/мин происходит построчный просмотр поля зрения ГСН. Отражаемое зеркальными пластинками изображение попадает на решетку ИК детекторов, охлаждаемую до сверхнизких температур для достижения достаточной чувствительности ГСН. Видеосигналы, снимаемые с выхода решетки, вводятся в индикатор с растровой разверткой, который размещается в кабине самолета-носителя.
Капсула с аппаратурой прикрывается металлическим обтекателем, с вклеенной вставкой из сульфида цинка с тонким пластмассовым покрытием. Данная вставка является прозрачной для ИК лучей. Пластмассовое покрытие защищает от эрозии.

Отсек БЧ: цилиндрический, с тремя шпангоутами. К первому шпангоуту стыкуется приборный отсек, второй служит для поддержания и центровки БЧ, а так же для крепления переднего бугеля, к третьему стыкуется двигатель.
В отсеке расположена осколочно-фугасная боевая часть проникающего действия, массой 135 кг. Конструкция БЧ представляет собой мощный стальной корпус специальной формы, исключающий рикошетирование при малых углах встречи с целью, а большая масса гарантирует хорошие показатели пробиваемости различных типов целей. Цилиндрическая часть представляет собой пояса осколков с программируемым дроблением для увеличения поражающего действия. Внутри БЧ располагается ВВ массой 40 кг. БЧ стыкуется при помощи болтов к третьему шпангоуту.
БЧ снабжена взрывателем с программируемым замедлением.
РДТТ: Корпус РДТТ представляет собой моноблочную конструкцию, состоящую из следующих основных конструктивных элементов:
Силовой оболочки типа «кокон», изготавливаемой из КВМ методом спирально-винтовой намотки;
Двух фланцев, вмонтированных в полюсные отверстия днищ силовой оболочки: один в заднем днищедля пристыковки соплового блока, другой в переднемдля крепления воспламенителя;
Двух юбок с узлами стыковки, для соединения с соседними отсеками ракеты, жёстко скреплённых с силовой оболочкой корпуса;
Двух компенсационных клиньев, разгружающих узлы скрепления юбок с силовой оболочкой;
Герметизирующего слоя для обеспечения непроницаемости силовой оболочки;
Амортизирующей прокладки для компенсации термоупругих деформаций.
Внутреннего ТЗП корпуса.
Топливный заряд цилиндрической формы, заливаемый в камеру в процессе сборки. Горение происходит по внутреннему каналу цилиндрической формы. Тип топлива – смесевое, со значением удельного импульса 2300 м/сек и скоростью горения 15 мм/сек
Система воспламенения расположена у переднего днища, содержит навеску пиротехнического состава и два пиропатрона.
К заднему днищу пристыкован газовод. Газовод имеет резьбу для крепления соплового блока. Такое решение позволит упростить сборку и доступ к различным узлам в хвостовом отсеке. В районе критического сопла устанавливается заглушка.
Крепление с соседними отсеками осуществляется с помощью резьбовых соединений, по 16 шпилек М6 на каждом стыковочном шпангоуте.

Хвостовой отсек: выполняется из цилиндрической оболочки, подкреплённый поперечным набором, состоящим из двух шпангоутов. Так же подкреплён внутренней оболочкой с вырезами, служащей креплением для исполнительных органов управления. На каждый руль установлен собственный электрический привод, содержащий электродвигатель с батареей и редуктором с магнитопорошковыми муфтами. Руль выполняется цельнометаллическим.
Продольный силовой набор представляет собой четыре наружных лонжерона, практически во всю длину ракеты, крепящихся к шпангоутам винтами. Помимо прочностных функций, лонжерон является узлом крепления консолей, а так же внутри проложена кабельная трасса (от приборного отсека к ПИМ, воспламенителю и рулевому приводу). Вынос БКС наружу ускорит сборку, обеспечит быстрый поиск неисправности и замену повреждённого кабеля.

Выбор материалов
Подходя к вопросу выбора материала, следует учитывать много факторов. Разумеется, используемые материалы должен сочетать в себе минимальную массу и достаточные прочностные характеристики, быть по возможности недорогими, недефицитным и технологичными.
Пожалуй, лучшим вариантом с точки зрения технологичности и применения технологии малозаметности является изготовление всей конструкции из КВМ. Но это непозволительная роскошь на текущий момент. А также малая ремонтопригодность подобных изделий заставляет выбрать проверенные временем алюминиево-магниевые сплавы.
В качестве обшивки выберем листы сплава АМЦ:
Деформируемый алюминиевый сплав, относится к бинарной группе Al – Mg. Это единственный деформируемый сплав этой системы. Среди основных полезных свойств следует выделить высокую стойкость к коррозии, которую можно приравнять к коррозийной стойкости сплава АД1, а также возможность легкой контактной сварки - газовой, атомно-водородной, аргоно-дуговой. Сплав марки АМЦ применяется в тех областях, где важную роль играет его коррозийная стойкость. Это строительство, промышленность (в основном пищевая), детали корпусов.
Шпангоуты, лонжероны, крылья и рули выполним из Д16Т:
Алюминиевый сплав, входит в группу Аl - Cu - Mg – Mn и относится к ее самым распространенным сплавам. Он хорошо поддается деформации и может быть обработан в различных температурных режимах потому, что не теряет свойств даже после нагревания до 450° С. Благодаря своим характеристикам, алюминий Д16 заслужил обширное применение в конструкциях усиления самолетов и в обшивке летательных аппаратов.
Корпус РДТТ изготавливаем из углеродного высокопрочного КМ методом спирально-винтовой намотки. Углепластик выбран благодаря своему низкому относительному удлинению при растяжении и высокому модулю упругости. Эти параметры важны на таком напряжённом участке как двигатель. Корпус РДТТ единственный элемент, где мы можем позволить себе использовать дорогие КМ, т.к. выигрыш в массе в этом случае будет максимальным. Сопловые вкладыши выполняются из графита. В качестве материала для металлических фланцев выбран титановый сплав ВТ18У.

Постановка задачи оптимального проектирования.
Процесс поиска оптимального решения проходил в ППП САПР ПКР, сопровождавшийся огромным числом расчётов.
В качестве целевой функции: стартовая масса АУР.
Варьируемые параметры:
Скорость полёта
Площадь крыла в плане.
Удлинение крыла.
Сужение крыла.
Угол стреловидности передней кромки крыла.
Относительная координата корневой хорды крыла.
Площадь руля в плане.
Удлинение руля.
Сужение руля.
Угол стреловидности передней кромки руля.
Относительная координата корневой хорды руля.
Ограничения второго рода:
Дальность полёта – 20000 (м)
Удлинение планера – 9
Диаметр – 0,32 (м)
Масса – 300 (кг)
Размах крыльев\рулей – 0.6 (м)
После процесса оптимизации были получены следующие ТТХ:
Стартовая масса – 250 (кг)
Диаметр корпуса – 0,32 (м)
Длина планера – 2,5 (м)
Размах – 0.6 (м)
Распечатка файлов ADR.INP,ADR.OUT,RDTT.INP, RDTT.OUT, RKT.INP, RKT.OUT, TREK.INP и krlr.OUT, содержащих всю информацию о полученном варианте ракеты, находится в разделе «Приложение №1».

4. Оценка увеличения боевых возможностей ЛА.
Одним из требований, предъявляемых к проектируемому изделию, является возможность использования широкого круга носителей.
Так для обеспечения данного требования, было выбрано стандартное авиационное пусковое устройство АПУ-68, на которое и будет в будущем монтироваться ракета. Зная его, можно уже сейчас судить о носителях, готовых к применению проектируемой ракеты.
Помимо самолётов, вертолётов и беспилотных летательных аппаратов фронтовой авиации, список носителей дополняют самолёты и вертолёты ВТА, ранее не применявшиеся для нанесения точечных ударов:
МиГ-23 (Разл.мод), МиГ-27(Разл.мод), МиГ-29(Разл.мод), Су-17(Разл.мод), Су-24(Разл.мод), Су-25(Разл.мод), Су-27(Разл.мод), Су-30(Разл.мод), Су-34, Су-35, Су-39, Т-50, Як-130, Як-141, Ан-74П, Ми-8(Разл.мод), Ми-24(Разл.мод), Ми-28Н, Ка-50, Ка-52, Ка-60, Ка-27(Разл.мод), Ка-29, БПЛА СКАТ.
*(Разл.мод)- различных модификаций.
Что касается боевого применения с самолётов и вертолётов фронтовой авиации, то новая ракета просто займёт свою нишу в довольно широком арсенале. Наибольший интерес представляют собой носители, изначально не предназначавшиеся для борьбы с целями противника: Ми-8(Разл.мод), Ка-27 (Разл.мод) и Ан-74П.
На примере вертолёта Ми-17-1В (Ми-8-МТВ-1) рассмотрим повышение его боевой эффективности при снаряжении его проектируемыми ракетами:
Созданный ещё в 70-х годах прошлого века, этот вертолёт и по сей день является уникальным, лучшим в своём классе. Но в первые годы после создания, данный вертолёт решал лишь задачи транспортировки людей и грузов. Рис.21
Спустя совсем небольшой период времени, было предложено оснастить данный ЛА шестью держателями БД3-57КРВМ, на которых можно подвесить 4 контейнера Б8В20 с 20 НУР С-8, или 4 контейнера УПК-23-250 с 23-мм пушкой ГШ-23Л. Этот шаг резко повысил эффективность применения вертолёта как боевой единицы. Отныне кроме транспортных задач, вертолёт мог без труда бороться с легко бронированной техникой и живой силой противника, прикрывая высадившийся десант. Рис.22
Но современный мир диктует всё новые и новые требования. И часто бывает недостаточным того неуправляемого вооружения, которое устанавливается на Ми-17 сейчас, ни по точности, ни по дистанции применения. Решением этой проблемы может стать установка проектируемых ракет, что приведёт к серьёзному росту его боевых возможностей. Борьба с тяжело бронированными целями, возможность уничтожения кораблей, укреплённых зданий и сооружений, борьба с ЗРК малого и среднего радиуса действия, нанесение точечных ударов – это не полный список того, на что будет способна новая боевая единица. А так же вертолёт сохранит свои транспортные возможности. Рис.23
Заключение
В результате выполнения курсового проекта была спроектирована высокоточная тактическая управляемая авиационная ракета, то есть были определены основные тактико-технические и массогабаритные характеристики методами оптимального проектирования. Оптимизация ракеты проводилась с помощью ППП САПР ПКР. Исходные данные, то есть выбор конструктивно-компоновочной схемы, были сформулированы на основе анализа информации о существующих объектах данного класса ракет.
Проведена оценка увеличения боевой эффективности вертолёта Ми-17-1В снаряженного спроектированными ракетами.
По результатам, полученным с помощью программы ППП САПР ПКР, был выполнен чертёж общего вида.
Также, по результатам, полученным с помощью программы ППП САПР ПКР, была построена в пакете КОМПАС V.9 трёхмерная модель ракеты. Известно, что при любом проектировании любого объекта, на любой стадии, будь то эскизный проект или техническое предложение, проект необходимо сопровождать трёхмерной моделью каждой детали и трёхмерной моделью сборки. В рамках данного курсового проекта трёхмерная модель представляет ряд преимуществ: она позволяет проверить собираемость ракеты, исследовать её массогабаритные характеристики в зависимости от материала отдельных деталей или узлов ракеты. Также модель может быть использована в различных CAE-пакетах для газодинамических или прочностных расчётов.
Библиографический список
Афонин П.М., Голубев И.С., Колотков Н.И. Беспилотные летательные аппараты М.: Машиностроение. 1967.
Бызов Л.Н., Исаков А. Л., Охочинский М.Н. Пакет прикладных программ ПКР. Учебное пособие, СПБ, БГТУ, 2000 г.
Вельгорский В.С., С.Н. Ельцин. Крылатые летательные аппараты. Учебное пособие. 1990г.
Н.Ф. Краснов, В.Н. Кошевой. Управление и стабилизация в аэродинамике. «Высшая школа» 1978.
А.Ю. Андрюшкин, О.О. Галинская. Конструкторско-технологическое проектирование корпусов РДТТ из композитных материалов.
Голубев И.С. Самарин А.В. Проектирование конструкции летательных аппаратов. М. Машиностроение. 1991.

Материалы сайтов [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ] и [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ]















ПРИЛОЖЕНИЕ №1.
Распечатка файлов ADR.INP,ADR.OUT,RDTT.INP, RDTT.OUT, RKT.INP, RKT.OUT, TREK.INP и krlr.OUT
Файл adr.inp
Основной формат строки 50X,F12.3;
Условия полета |
Число Маха M | 0.850
Высота полета, м h | 150.000
Угол атаки (ориентировочно), рад alf | 0.000
Угол отклонения рулей(ор-но), рад delta | 0.000
Геометрия планера |
Аэродинамическая схема (integer*2)tipsh | 1
Диаметр миделя,м df | 0.320
Удлинение lbdf | 12.000
Координата центра масс отн-ная xto | 0.500
Носовая часть |
Форма (тип) (integer*2) tipns | 7
Удлинение lbdn | 2.000
Радиус затупления относительный rzo | 0.050
Корма |
Форма(тип) (integer*2) tipkm | 1
Удлинение lbdk | 1.000
Сужение etak | 1.000
Диаметр сопла,м da | 0.192
Передняя несущая поверхность |
Площадь в плане,м2 s1 | 0.673
Удлинение lbd1 | 0.500
Сужение eta1 | 1.435
Угол стр-сти передней кромки,рад hi01 | 0.840
Форма профиля (тип) (integer*2) tippf | 3
Относительная толщина профиля co1 | 0.004
Относительный прогиб профиля fo1 | 0.000
Число консолей (integer*2) nk1 | 4
Поперечная ориентировка консолей tipor | 3
Установочный угол атаки ,рад du1 | 0.000
Относит-я коорд-а корневой хорды x1o | 0.274
Тип рулей (integer*2) tiprl | 0
Относительная площадь рулей sro1 | 0.000
Угол стрел-сти оси руля,рад hir1 | 1.050
Задняя несущая поверхность |
Площадь в плане,м2 s2 | 0.142
Удлинение lbd2 | 2.50
Сужение eta2 | 1.320
Угол стр-сти передней кромки,рад hi02 | 0.526
Форма профиля (тип) (integer*2) tippf | 1
Относительная толщина профиля co2 | 0.030
Относительный прогиб профиля fo2 | 0.000
Число консолей (integer*2) nk2 | 4
Поперечная ориентировка консолей tipor | 3
Установочный угол атаки, рад du2 | 0.000
Относит-я коорд-а корневой хорды x2o | 0.840
Тип рулей (integer*2) tiprl | 1
Относительная площадь рулей sro2 | 1.000
Угол стрел-сти оси руля,рад hir2 | 0.000
Результаты контроля файла adr.inp
- Замечаний нет

Сообщения программы adr о результатах контроля ее параметров
- При первом обращении (n=1) замечаний нет

Параметры планера

Параметры фюзеляжа (корпуса)
lf= 2.509E+00 df= 3.200E-01 sf= 8.042E-02 sfo= 1.195E-01
lbdf= 7.841E+00 lbdc= 4.841E+00 lhv1= 5.044E-01 lhv2= 7.269E-02
alff= 7.253E-02 Mf= 8.500E-01 cx0f= 4.928E-02 cxif= 1.714E-04
cyaf= 2.592E-01 esra= 2.075E-01 esrd= 0.000E+00 mza= 4.423E-01
xfaf= 7.025E-01

Параметры носовой части
lnos= 6.400E-01 hz= 1.600E-01 tetn= 0.000E+00 lbdn= 2.000E+00
etan= 1.000E+00 rz= 1.600E-01 rzo= 5.000E-02 az= 1.600E-01
wnos= 8.579E-03 snos= 1.608E-01 tipns= 7.000E+00 cxn= 1.945E-02
cyan= 2.397E-01 xfan= 5.679E-01

Параметры кормовой части
lkor= 3.200E-01 ddon= 3.360E-01 sdon= 8.867E-02 betk= 2.499E-02
lbdk= 1.000E+00 etak= 1.050E+00 da= 4.610E-02 fa= 1.669E-03
wkor= 2.704E-02 tipkm= 1.000E+00 cxd= 2.111E-02 cxk= 0.000E+00
cyak= 1.959E-02 xfak= 2.349E+00

Параметры передней несущей поверхности
l1= 5.801E-01 s1= 6.730E-01 s1o= 1.000E+00 lbd1= 5.000E-01
eta1= 1.435E+00 b01= 1.367E+00 b11= 9.529E-01 ba1= 1.172E+00
c1= 4.555E-03 co1= 4.000E-03 tippf= 3.000E+00 M1= 8.500E-01
kt1= 1.000E+00 cx01= 5.180E-04 cxi1= 2.229E-03 cy1a= 4.089E-01
cy1d2= 0.000E+00 mzd1= 0.000E+00 hi01= 8.400E-01 hi251= 5.973E-01
hi051= 2.401E-01 hi11=-5.593E-01 xfa1= 1.280E+00 xf1d1= 1.280E+00
x1= 6.875E-01 za1= 1.364E-01

Параметры передних консолей
lk1= 2.601E-01 sk1= 3.315E-01 sk1o= 4.925E-01 lbdk1= 2.041E-01
etak1= 1.195E+00 bb1= 1.139E+00 bak1= 1.278E+00 fo1= 0.000E+00
nk1= 4.000E+00 tipor= 3.000E+00 alf1= 7.253E-02 du1= 0.000E+00
cyi1a= 3.616E-01 kaa1= 2.296E+00 kaam1= 1.434E+00 kd01= 1.489E+00
kd0m1= 9.301E-01 xfia1= 1.186E+00 xb1= 8.660E-01 x1o = 2.740E-01
zak1= 6.311E-02 xak1= 9.364E-01

Параметры задней несущей поверхности
l2= 5.958E-01 s2= 1.420E-01 s2o= 2.110E-01 lbd2= 2.500E+00
eta2= 1.320E+00 b02= 2.712E-01 b12= 2.055E-01 ba2= 2.398E-01
c2= 7.077E-03 co2= 3.000E-02 tippf= 1.000E+00 dl2= 0.000E+00
M2= 8.500E-01 kt2= 1.000E+00 cx02= 4.109E-04 cxi2= 3.803E-04
cy2a= 3.276E-01 cy2d2= 2.037E+00 sr2o= 1.000E+00 mzd2=-9.903E-02
hir2= 0.000E+00 hi02= 5.260E-01 hi252= 4.768E-01 hi052= 4.250E-01
hi12= 3.138E-01 xfa2= 2.299E+00 xf2d2= 2.299E+00 x2= 2.108E+00
za2= 1.421E-01

Параметры задних консолей
lk2= 2.758E-01 sk2= 7.060E-02 sk2o= 1.049E-01 lbdk2= 1.077E+00
etak2= 1.148E+00 bb2= 2.359E-01 bak2= 2.563E-01 f2o= 0.000E+00
nk2= 4.000E+00 tipor= 3.000E+00 alf2= 7.253E-02 du2= 0.000E+00
cyi2a= 1.707E+00 nn2= 8.200E-01 tiprl= 1.000E+00 kaa2= 2.309E+00
kaam2= 1.455E+00 kd02= 1.456E+00 kd0m2= 9.174E-01 xfi2a= 2.288E+00
xb2= 2.201E+00 x2o= 8.400E-01 zak2= 6.738E-02 xak2= 2.240E+00


Параметры планера
l= 2.509E+00 d= 3.200E-01 s= 6.730E-01 v= 2.888E+02
h= 1.500E+02 T= 2.872E+02 p= 9.954E+04 ro= 1.207E+00
ah= 3.397E+02 tipsh= 1.000E+00 vh= 1.478E-05 alf= 7.258E-02
M= 8.500E-01 cx0= 5.021E-02 cxi= 2.780E-03 cx= 5.299E-02
cya= 9.957E-01 cyd1= 0.000E+00 cyd2= 3.014E-01 cy= 7.222E-02
mz= 3.210E-02 kch= 1.363E+00 xfa= 3.600E-01 xfd1= 0.000E+00
xfd2= 2.299E+00

Файл trek.inp
Основной формат строки 50X,F12.3;
Параметры стартового участка
Начальная скорость, м/с 300.000
Начальная высота, м 1000.000
Угол старта, рад 0.020
Конечная скорость, м/с 500.000
Продольная перегрузка 2.000
Параметры маршевого участка
Маршевая высота, м 150.000
Угол набора высоты, рад 0.300
Допустимый угол атаки, рад 0.000
Начальная тяговооруженность 0.000
Параметры участка атаки
Высота, м 30.000
Дистанция, м 3000.000

Данные к расчету двигателя (файл TRDDF.INP)
Основной формат строки: 55X,10F10.3
Параметры топлива заряда:
станддартный удельный импульс топлива,м/с - ust | 2300.0
коэфициент закона горения топлива, м/с - u1 | 0.000045
показатель степени в законе горения - st | 0.36
плотность топлива, кг/м3 - plz | 1700.00
пороговая скорость, м/с Vp | 150.00
Параметры газа в камере и на срезе сопла: |
давление в камере двигателя, Н/м2 - pk |4000000.00
давление на срезе сопла, Н/м2 - ps |99000.00
показатель политропы газов - pp | 1.22
Характристики материала корпуса двигателя: |
плотность материала, кг/м3 - plm | 7800.0
допускаемые напряжения, Н/м2 - sim | 2.0E+0009
Параметры двигателя: |
диаметр корпуса, м - dd | 0.32
тяга двигателя на траектории полета, H P | 1132.20
время работы двигателя,с - tk | 59.60
количество сопел - ns | 1
число шашек - ns | 1
вариант исполнения двигателя - kf | 1
угол полураствора сопла, рад - als | 0.28
высота полета, м h | 120.00

Результаты контроля файла rdtt.inp
- Замечаний нет

Параметры РДТТ

Параметры атмосферы
h= 1.500E+02 ph= 9.954E+04 ier= 0.000E+00

Параметры заряда
ust= 2.300E+03 fo= 8.326E+05 bt= 1.399E+03 u1= 4.500E-05
st= 3.600E-01 nsh= 1.000E+00 plz= 1.700E+03 dsh= 0.000E+00
dkan= 0.000E+00 vp= 1.500E+02 zar= 5.699E+01 dz= 3.136E-01
lz= 4.341E-01 u= 6.267E-03 e= 0.000E+00

Параметры сопла
dkr= 1.914E-02 pa= 9.954E+04 pp= 1.220E+00 dls= 1.109E-01
dsopl= 4.610E-02 ns= 1.000E+00 vsp= 2.784E-03 msop= 1.912E+00
als= 2.800E-01

Параметры двигателя
tipdv= 6.000E+00 P= 1.885E+03 pk= 4.000E+06 dd= 3.200E-01
plm= 7.800E+03 sim= 2.000E+09 dln= 6.090E-01 Imp= 2.291E+03
up= 2.321E+03 u0= 2.291E+03 wmas= 6.943E+01 mras= 8.228E-01
vg= 0.000E+00 mcor= 9.889E+00 tk= 6.926E+01



Файл rkt.inp (иходные данные для расчета КР)
(Основной формат строки 50x,g12.3)
Дальность полета,м Daln | 20000.0
Стартовая масса (ожидаемая),кг m0 | 300.0
Масса системы управления,кг msu | 25.0
Масса зарядного устройства,кг mzu | 135.0
Средняя плотность приборов сист. упр. rosu | 1200.0
Средняя плотность рулевых приводов ropr | 1500.0
Средняя плотность зарядного устройства rozu | 1750.0
Плотность топлива,кг/м3 rot | 1700.0
Средняя плотность компоновки (ожидаемая),кг/м3 | 1000.0
Перегрузки ny и nx (стартовая) (F5.1,x1,f6.1) | 2.0 2.0
Давление наддува бака(2...6)*10**5 Н/м2 pb | 5.0E-0001
Плотность материала отсек СУ rom1 | 2.1E+0003
отсеков,кг/м3 отсек РП rom2 | 2.6E+0003
БЧ rom3 | 2.1E+0003
бак (РДТТ) rom4 | 7.9E+0003
хвостовой rom5 | 2.6E+0003
Модуль Юнга материала отсек СУ em1 | 3.9E+0010
отсеков,Па отсек РП em2 | 6.9E+0010
БЧ em3 | 3.9E+0010
бак (РДТТ) em4 | 2.1E+0011
хвостовой em5 | 6.9E+0010
Плотн. матер. обшивки крыла,кг/м3 rookr | 2600.0
Плотн. матер. набора крыла,кг/м3 ronkr | 2600.0
Временное сопр. набора крыла, Н/м2 sigkr | 3.4E+0008
Тип ДУ (character*5) tipdu |rdtt
Вариант компоновки (integer*2) VarCom | 4
Характер расчета (logical) |.false.
Участки траектории: маршевая высота, м |
Стартовый участок: начальная скорость, м/с | 3.0E+0002
начальная высота, м | 1.0E+0003
начальный угол, рад | 2.0E-0003
конечная скорость, м/с | 5.0E+0002
Поиск цели: угол зрения ГСН, рад | 0.0E+0000
число полупериодов (integer*2) | 0
Атака вариант (integer*2) | 0
дальность, м | 3000.0
высота, м | 30.0
Стартовый ускоритель (integer*2):1-есть,0 - нет. | 0







Результаты контроля файла krt.inp
- Замечаний нет

Параметры ЛА
Параметры отсека СУ1
mots= 3.094E+01 mf= 5.935E+00 msu= 2.500E+01 w= 2.083E-02
l= 7.924E-01 lo= 3.158E-01 xt= 3.962E-01 dlt= 9.000E-03
rom= 2.100E+03 Em= 3.900E+10 rog= 1.200E+03

Параметры отсека БЧ
mots= 1.385E+02 mf= 3.508E+00 mzu= 1.350E+02 rozu= 0.000E+00
w= 8.910E-02 l= 1.108E+00 lo= 4.415E-01 xt= 1.346E+00
dlt= 1.500E-03 rom= 2.100E+03 Em= 3.900E+10 rog= 1.555E+03


Параметры РДТТ
mdv= 6.943E+01 mkor= 9.889E+00 mtop= 5.699E+01 mut= 2.288E-01
alfad= 1.735E-01 w= 0.000E+00 l= 6.090E-01 lo= 2.427E-01
xt= 2.117E+00 rom= 0.000E+00 rot= 1.700E+03 pk= 4.000E+06


Параметры хвостового отсека
mots= 5.881E+00 mf= 3.764E+00 mdv= 0.000E+00 mpr= 2.117E+00
mpro= 1.000E+00 w= 4.030E-03 l= 3.200E-01 lo= 1.275E-01
xt= 2.509E+00 dlt= 1.500E-03 rom= 2.600E+03 Em= 6.900E+10
rog= 9.999E+02

Параметры крыла
mkr= 3.625E+00 mukr= 1.481E-02 xtkr= 1.451E+00 rookr= 2.600E+03
sigkr= 3.400E+08 ronkr= 2.600E+03

Параметры оперения
mop= 6.096E-01 st= 0.000E+00 muop= 2.454E-03 xtop= 2.349E+00


Параметры общие
mzu= 1.350E+02 msu= 2.500E+01 ny= 2.000E+00 nx= 2.000E+00
rozu= 1.750E+03 rosu= 1.200E+03 rohr= 1.500E+03 rot= 1.700E+03
* = 0.000E+00

Параметры ЛА
m0= 2.490E+02 Dal= 2.000E+04 tk= 6.926E+01 betf= 7.533E-02
w= 1.140E-01 df= 3.200E-01 lf= 2.509E+00 lkr= 5.801E-01
mrdst= 0.000E+00 mpkr= 0.000E+00 rosr= 2.148E+03 V0= 3.000E+02
h0= 1.000E+03 tet0= 2.000E-03 ampl= 5.000E+02 rkl= 0.000E+00


Центровка ЛА
t,c xt,м (xfa-xt)/lf delta/alfa
0.000E+00 1.202E+00 2.796E-01 -1.689E+00
1.385E+01 1.154E+00 2.984E-01 -1.689E+00
2.770E+01 1.089E+00 3.244E-01 -1.689E+00
4.156E+01 1.023E+00 3.508E-01 -1.689E+00
5.541E+01 9.667E-01 3.733E-01 -1.689E+00
6.926E+01 9.058E-01 3.976E-01 -1.689E+00

Рекомендуемый диапазон
от 4.000E-02 -1.500E+00
до 6.000E-02 -1.000E+00
ПАРАМЕТРЫ РАКЕТЫ
Отсек СУ - mots= 3.094E+01 l= 7.924E-01
Отсек БЧ - mots= 1.385E+02 l= 1.108E+00
РДТТ mdv= 6.943E+01 mtop= 5.699E+01 l= 6.090E-01
Хвостовой отсек - mots= 5.881E+00 l= 3.200E-01
Крыло - mkr= 3.625E+00
Оперение - mop= 6.096E-01
Ракета - m0= 2.490E+02 Dal= 2.000E+04 tk= 6.926E+01
Центровка ракеты
t,c xt,м (xfa-xt)/lf delta/alfa
0.000E+00 1.202E+00 2.796E-01 -1.689E+00
1.385E+01 1.154E+00 2.984E-01 -1.689E+00
2.770E+01 1.089E+00 3.244E-01 -1.689E+00
4.156E+01 1.023E+00 3.508E-01 -1.689E+00
5.541E+01 9.667E-01 3.733E-01 -1.689E+00
6.926E+01 9.058E-01 3.976E-01 -1.689E+00
Рекомендуемый диапазон
от 4.000E-02 -1.500E+00
до 6.000E-02 -1.000E+00
ПАРАМЕТРЫ ПЛАНЕРА
Фюзеляж (корпус) - lf= 2.509E+00 df= 3.200E-01 lbdf= 7.841E+00
mza= 4.423E-01
Носовая часть - lbdn= 2.000E+00 rzo= 5.000E-02
Кормовая часть - lbdk= 1.000E+00 etak= 1.050E+00
Пер.нес. пов-сть - l1= 5.801E-01 s1= 6.730E-01 lbd1= 5.000E-01
eta1= 1.435E+00 co1= 4.000E-03 tippf= 3.000E+00
hi01= 8.400E-01
Передние консоли - fo1= 0.000E+00 du1= 0.000E+00
Зад.нес. пов-сть - l2= 5.958E-01 s2= 1.420E-01 lbd2= 2.500E+00
eta2= 1.320E+00 co2= 3.000E-02 tippf= 1.000E+00
hi02= 5.260E-01
Задние консоли - f2o= 0.000E+00 du2= 0.000E+00
Планер - v= 2.888E+02 h= 1.500E+02 alf= 7.258E-02
M= 8.500E-01 cx= 5.299E-02 cya= 9.957E-01
ПАРАМЕТРЫ МАРШЕВОГО RDTT

Индикатор ошибки ier= 0.

Заряд - zar= 5.699E+01 u= 6.267E-03
Сопло - dkr= 1.914E-02 pa= 9.954E+04 dsopl= 4.610E-02
Двигатель - P= 1.885E+03 pk= 4.000E+06 dd= 3.200E-01
dln= 6.090E-01 Imp= 2.291E+03 wmas= 6.943E+01
mras= 8.228E-01 tk= 6.926E+01









13 PAGE \* MERGEFORMAT 144115





Приложенные файлы

  • doc 23870
    Размер файла: 617 kB Загрузок: 0

Добавить комментарий