Отличительными особенностями БЛА классов В-П и П-П, позволяющими объединить их вместе при рассмотрении задач проектного анализа, являются общие цели и единые принципы управления. С точки зрения эффективности выполнения целевой задачи наибольшее распространение получили траектории с высотным и настильным участками полета, показанные на рис. 4.4 [6,7].
Рис.4.4. Типовые траектории БЛА классов В-П и П-П
Как правило, траектории полета таких БЛА состоят из двух участков: программный полет на основной траектории и участок наведения на цель в конце полета. Программный участок маршевого полета БЛА класса В-П может быть либо высотным (с использованием СпП BAL8), либо настильным (с использованием СпП BAL10).
Программная траектория БЛА класса П-П, моделируемая с помощью СпП BAL9, отличается от высотной траектории полета БЛА класса В-П только участком старта [6,11]. Участок прямого наведения на цель в СпП BAL8 и BAL9 описан приближенно в функции линейного изменения управляющей перегрузки ny по времени полета.
Для более точной формализации закона управления полетом БЛА можно использовать вариант комбинированной системы управления, описываемый последовательным применением программных модулей – СпП BAL8 (или BAL9) на программном участке траектории и СпП BAL2, реализующей самонаведение на цель методом пропорциональной навигации на конечном участке траектории.
Оба варианта моделирования траектории полета БЛА представлены в структуре задания на генерацию программ проектного анализа БЛА классов В-П и П-П с ракетными ДУ, приведенной в таблице 4.8. В основном же структура заданий на генерацию программ проектного анализа БЛА классов В-П, П-П и П-В совпадает.
Таблица 4.8
Структура задания на генерацию программ проектного анализа БЛА классов В-П, П-П с ракетными ДУ
| Блок | ТФ | Содержание ТФ | |
| 1 | grfile | Открытие файла графической информации | |
| b302, b700 | Вспомогательные операторы | ||
| b701, b702 | Начало итераций по m 0 , p | ||
| 2 | Начальные условия численного интегрирования | ||
| 2 | |||
Выбрать класс БЛА и тип ДУ
Содержание ТФ
БЛА класса В-П с однорежимным РДТТ или ЖРД
БЛА класса В-П с двухрежимным РДТТ
БЛА класса П-П (всех типов)
Дополнительный ТФ для одноступенчатых БЛА класса П-П с двухрежимным РДТТ
Дополнительный ТФ для двухступенчатых БЛА класса П-П
Печать начальных условий
Пошаговый расчет правых частей уравнений движения
Расчет параметров атмосферы
Уточнение шага; проверка: работает ли двигатель
Дополнительный ТФ для БЛА с ЖРД (при ступенчатом регулировании секундного расхода)
Характеристики маршевой ДУ (выбрать один из вариантов)
Однорежимный РДТТ
Двухрежимный однокамерный РДТТ
Двухрежимный двухкамерный РДТТ
ЖРД
Расчет аэродинамических характеристик
Ограничение размаха крыльев
Статистические константы
Параметры траектории (выбрать способ моделирования траектории)
БЛА класса В-П
Программная высотная траектория (BAL8)
Программная высотная траектория (BAL8) и самонаведение на конечном участке (BAL2)
Программная настильная траектория (BAL10)
БЛА класса П-П
Программная высотная траектория (BAL9)
Программная высотная траектория (BAL9) и самонаведение на конечном участке (BAL2)
Проверка ограничений по V и α
Запоминание параметров траектории в момент «ослепления» ГСН (для траекторий с участком самонаведения (BAL2))
Содержание ТФ
Уточнение шага при развороте траектории (выбрать вариант)
При моделировании траектории программой (BAL8 или BAL9)
При моделировании траектории программой (BAL8 или BAL9) и самонаведением в конце полета (BAL2)
Расчет температуры нагрева конструкции
Печать параметров траектории
Проверка, закончен ли полет
Проверка граничного условия по скорости Vк
Относительные массы приводов, крыльев, корпуса
Расчет относительных масс маршевой ДУ и ускорителя (выбрать нужный вариант)
Однорежимный РДТТ
Двухрежимный однокамерный РДТТ
Двухрежимный двухкамерный РДТТ
ЖРД
Однорежимный РДТТ + ускоритель (двухступенчатый БЛА)
ЖРД + ускоритель (двухступенчатый БЛА)
Расчет стартовой массы БЛА (выбрать нужный вариант)
Одноступенчатые БЛА с РДТТ
Одноступенчатые БЛА с ЖРД
Двухступенчатые БЛА с РДТТ на 2-ой ступени
Двухступенчатые БЛА с ЖРД на 2-ой ступени
Организация итераций по стартовой массе m0
Печать результатов расчета массы БЛА (выбрать вариант)
БЛА с однорежимными РДТТ
БЛА с двухрежимными однокамерными РДТТ
БЛА с двухрежимными двухкамерными РДТТ
БЛА с ЖРД
Расчет размеров БЛА (выбрать вариант)
БЛА с однорежимными РДТТ
БЛА с двухрежимными однокамерными РДТТ
БЛА с двухрежимными двухкамерными РДТТ
Содержание ТФ
БЛА с ЖРД
Расчет центровки и положения крыльев для обеспечения заданной степени продольной статической устойчивости (выбрать вариант)
БЛА с однокамерными РДТТ
БЛА с двухкамерными РДТТ
БЛА с ЖРД
Дополнительный ТФ (только для бескрылых БЛА)
Расчет размеров ускорителя (только для двухступенчатых БЛА)
Печать размеров БЛА (выбрать вариант)
БЛА с РДТТ
БЛА с ЖРД
Размеры ускорителя (для двухступенчатых БЛА)
Вывод графической информации (выбрать вариант)
graf1
graf2
graf$
b707
Примечания:
1) Используемые в таблице 4.8 типовые программные фрагменты предназначены для задач проектного анализа БЛА аэродинамических схем нормальная, «бесхвостка» и «утка». БЛА схемы с поворотными крыльями несколько отличаются моделями расчета аэродинамических характеристик, устойчивости и маневренности. Поэтому для БЛА этой схемы требуется некоторая коррекция задания на генерацию, а именно:
в блоке 7 ТФ b342 необходимо заменить на b343; в блоке 17 после ТФ b362 следует включить ТФ расчета стабилизаторов b706; в блоке 23 ТФ b715 следует заменить на b717; в блоке 26 необходимо добавить ТФ печати b611L.
2) Напомним, что ТФ b708 применяется для расчета давления в камере сгорания однокамерных двухрежимных РДТТ с нерегулируемым соплом (см. формулу 4.1). Если в результате проектных расчетов значение относительной массы РДТТ (αдв) получается недопустимо большим при различных вариациях времени работы ДУ на стартовом и маршевом режимах, то следует удалить ТФ b708, рассмотрев вариант РДТТ с регулировкой сопла, или заменить однокамерный РДТТ на двухкамерный.
Остановимся на некоторых особенностях выбора проектных параметров БЛА классов В-П и П-П с ракетными ДУ.
Параметры траектории полета
Основной участок траектории полета БЛА обоих классов определяется заданной программой. Она описываются рядом параметров, от выбора которых зависят значения потребных перегрузок, аэродинамические характеристики и получаемый в результате потребный запас топлива. Остановимся на особенностях их задания.
Высотные траектории (BAL8, BAL9) (рис. 4.4а, в) характеризуются двумя наиболее опасными с точки зрения определяемых значений потребных перегрузок участками: выход на маршевую высоту полета и программный разворот при наведении на цель.
Участок выхода на маршевую высоту аппроксимирован экспоненциальной зависимостью:
= 
– для траектории, описываемой СпП BAL8 (a= tgθmax);
= 
– для траектории, описываемой СпП BAL9 ( a= tgθ0), (4.5)
где 
= 
; = 
.
При выборе параметров θmax и θ0 необходимо стремиться к тому, чтобы перегрузки ny на этих участках были бы не больше перегрузок на конечном участке прямого наведения на цель. Поэтому для траекторий, описываемых СпП BAL8, значение угла θmax задается в диапазоне 10ᵒ…45ᵒ.
Участок разворота при наведении на цель определяется радиусом разворота R1. Чем больше R1, тем меньше перегрузка ny. Однако чрезмерное его увеличение может привести к исчезновению участка прямого наведения. Чтобы исключить такую возможность, задаются ориентировочным значением высоты начала участка пикирования на цель H2, обеспечивающим достаточную длину участка наведения H2/ sinθк. В этом случае опорное значение радиуса разворота определится выражением:
= 
(4.6)
Угол подхода к цели θк для конечного участка траектории обычно выбирается в пределах (-30ᵒ…-60ᵒ).
Для БЛА с комбинированной системой управления (BAL8+ BAL2 или BAL9+ BAL2), если процесс самонаведения (т. А на рис. 4.4) начинается раньше, чем разворот на цель, то параметр R1 является избыточным и задается, как правило, в диапазоне R1≈1000…10000м. В этом случае параметр θк также является избыточным и может быть задан условным значением θк = –70ᵒ. Если же процесс самонаведения начинается на участке разворота на цель, то параметры R1 и θк определяются опытным путем.
При моделировании настильной траектории (СпП BAL10) участок выхода на маршевую высоту полета H1 описывается двумя сопряженными дугами окружностей радиусов R1 и R2 (рис. 4.4б). При подготовке исходных данных задается относительный радиус 
=R 2 / R 1 и угол наклона траектории в точке сопряжения θmin. Рекомендуемые значения: =(0,5…1), θmin= -10ᵒ…-45ᵒ.
В качестве примера формирования исходных данных приведем наиболее важные для отработки модели проектного расчета параметры варианта БЛА класса В-П с комбинированной системой управления, моделируемой СпП BAL8+BAL2 (см. таблицу 4.9), аэродинамическая компоновка которого показана на рис. 4.5. Рассматриваются два расчетных случая применения (с минимальной и максимальной высоты Н0).
Таблица 4.9
Пример формирования основных исходных данных
БЛА класса В-П с комбинированной системой управления
| Идентификатор | Наименование переменной | Значение | |
| Вар. 1 | Вар. 2 | ||
| XK | Координата конца полета | 60.103м | 250. 103м |
| H0 | Высота полета БЛА при t = t0 | 300м | 12. 103м |
| VH | Скорость носителя Vн | 300м/с | 650 м/с |
| VTR | Ускорение БЛА на участке разгона | 150м/с2 | 150м/с2 |
| V0 | Значение скорости БЛА V при t = t0 | 850м/с | 1200м/с |
| TT0 | Значение угла наклона траектории при t = t0 | 0ᵒ | 0ᵒ |
| P | Удельная нагрузка на крыло | 650кг/м2 | 650кг/м2 |
| H1 | Высота маршевого полета | 20000м | 22000м |
| TTM | Максимальный угол наклона траектории | 40ᵒ | 20ᵒ |
| TTК | Конечный угол тангажа | -70ᵒ | -70ᵒ |
| R1 | Радиус разворота на пикирование | 1000м | 40000м |
| XCY | Дальность переключения системы управления | 40000м | 220. 103м |
| VK | Конечное значение скорости полета БЛА | 500м/с | 500м/с |
| M0 | Опорное значение стартовой массы | 700кг | 700кг |
| MUT | Относительная масса топлива (опорная) | 0,5 | 0,5 |
| TAUD | Время работы двигателя (маршевый режим) | 20с | 20с |
| MW | Масса целевого груза (осколочно-фугасная) | 149кг | 149кг |
| MB4(4) | Удлинение целевого груза | 3 | 3 |
| MAP | Масса бортовой аппаратуры | 56кг | 56кг |
Рис. 4.5. Пример аэродинамической компоновки БЛА класса В-П с комбинированной системой управления
Компоновка БЛА соответствует расположению функционального признака отсеков JK, начиная с носовой части: JK(1)=1; JK(2)=2; JK(3)=6; JK(4)=3; JK(5)=7; JK(6)=5; JK(7)=8; (отсек JK(8)=4 избыточный).
БЛА класса В-В
Отличительная особенность построения модели проектного анализа БЛА класса В-В состоит в необходимости учета того, что воздушная цель, и самолет-носитель характеризуются большим диапазоном высот, скоростей полета и маневренных возможностей. Пуск БЛА может осуществляться при различных ракурсах цели: вдогон, навстречу, на попутно-пересекающихся и встречнопересекающихся курсах. При этом носитель и цель могут находиться на разных высотах, что усложняет задачу поражения цели.
Скоростные характеристики БЛА должны, прежде всего, на всей траектории полета обеспечивать сопровождение цели головкой самонаведения. Помимо этого, при любых ракурсах стрельбы необходимо, чтобы относительная скорость сближения БЛА и цели 
обеспечивала условие срабатывания неконтактного взрывателя, т.е. составляла не менее 150…200 м/с. Все эти условия предъявляют повышенные требования к величине потребного относительного запаса топлива µТ [16].
Для перехвата цели, помимо скоростных характеристик, необходимо обеспечить и маневренные возможности БЛА, Условие маневренности, т. е. превышение располагаемой перегрузки БЛА над потребной перегрузкой (1.1) достигается выбором удельной нагрузкой на крыло p.
Отличие формирования модели проектного анализа БЛА класса В-В от аппаратов других классов состоит в том, что расчетные условия для определения µТ и p существенно отличаются. Так, при определении относительной массы топлива µТ расчетными являются минимальная высота из заданного в ТЗ диапазона и соответствующие этой высоте характеристики цели и носителя.
Для определения удельной нагрузки на крыло p в качестве расчетной необходимо рассматривать максимальную высоту и соответственно характеристики цели и носителя на этой высоте. Поэтому принято допущение, что полет БЛА и цели выполняется в горизонтальной плоскости на двух расчетных высотах – Hmin и Hmax. При этом для нахождения потребных значений µТ и p рассматриваются четыре расчетных случая:
· два расчетных случая перехвата цели на минимальной высоте для нахождения потребной относительной массы топлива µТ (1-ый и 2-ой расчетный случай);
· два расчетных случая перехвата цели на максимальной высоте для определения удельной нагрузки на крыло p (3-ий и 4-ый расчетный случай).
Это предопределяет более сложную логику решения задачи проектного анализа, а, следовательно, и формируемой программы. Укрупненная блок-схема ее решения приведена на рис. 4.5. В программе используются следующие вспомогательные признаки: признак вида расчета JPV и признак условий пуска JPC.
Если JPV=0, то производится расчет относительной массы топлива;
Если JPV≠0, то производится расчет удельной нагрузки на крыло.
Если JPC =0, то решается одна из двух задач:
1) выполняется расчет µТ при полете БЛА на минимальной высоте с максимальной дистанции вдогон по не маневрирующей цели (1-ый расчетный случай);
2) либо выполняется расчет удельной нагрузки на крыло p при пуске БЛА с минимальной дистанции на максимальной высоте навстречу цели с заданной ошибкой пуска (∆ψ) (3-ий расчетный случай). При этом цель осуществляет разворот в горизонтальной плоскости с максимальной боковой перегрузкой nz в сторону, обратную направлению ошибки пуска.
Если JPC≠0, то также решается одна из двух, но других задач:
1) выполняется расчет µТ при стрельбе на минимальной высоте с максимальной дистанции Dгсн, на попутно пересекающихся курсах при заданном начальном курсовом угле цели ηц0 и маневре ее с максимальной перегрузкой на этой высоте nz max (2-ой расчетный случай);
2) либо выполняется расчет удельной нагрузки на крыло p при стрельбе на максимальной высоте с максимальной дистанции Dгсн, на пересекающихся курсах при заданном ракурсе цели ηц0 (4-ой расчетный случай). Цель при этом маневрирует в таком направлении, чтобы значение sin nz увеличивалось к концу полета. Это приводит к росту nпотр, а, следовательно, к уменьшению потребной величины удельной нагрузки на крыло p, т.е. к росту площади крыльев.
Если в ТЗ не предусмотрен пуск БЛА на встречных курсах, то 3-ий расчетный случай исключается. С этой целью в программе введен вспомогательный признак направления атаки JAT. Если БЛА всеракурсный, т.е. используются все четыре расчетных случая, то JAT=0, если же атака в передней полусфере не предусмотрена, то JAT=1. Таким образом, структура проектной программы для БЛА класса В-В имеет более сложный вид, чем для БЛА других классов. Рассмотрим некоторые особенности ее реализации в соответствии с блок-схемой, показанной на рис. 4.6 [11,16].
Блок начальных условий имеет наиболее сложную структуру. Для определения начальных условий численного интегрирования уравнений движения вначале рассматриваются начальные условия 1-го расчетного случая нахождения µТ при стрельбе вдогон (JPC=0):
H= Hmin, r= Dстр, V= Vн1, Vц= Vц1, nц= nц1. (4.8)
При невыполнении условия пуска JPC=0 задаются дополнительные начальные условия, соответствующие 2-му расчетному случаю полета на этой же высоте Hmin на попутно пересекающихся курсах, при маневре цели с максимальной перегрузкой nz.max и начальном курсовом угле ηц0, определяемом из условия:
, (4.9)
где χ – угол наклона траектории в горизонтальной плоскости.
Поскольку в момент пуска возможна потеря цели головкой самонаведения (при максимальном угле отклонения следящего устройства), то в программном блоке предусмотрена проверка условия сопровождения цели, при невыполнении которого производится коррекция угла пуска ψ.
Рис. 4.6. Укрупненная блок-схема программы общего проектирования БЛА класса В-В.
Если JPV≠0, то осуществляется переход к расчету начальных условий 3-го и 4-го расчетных случаев. При этом высоте полета присваивается ее максимальное значение H= Hmax. Скорости носителя, цели и перегрузка цели, также соответствуют этой высоте:
Vн= Vн max, Vц= Vц max, nц= nц max. (4.10)
Если JPC =0, то вначале рассматривается 3-ий расчетный случай пуска с минимальной дистанции Dmin с заданной ошибкой пуска ∆ψ. При этом начальные условия имеют вид:
zц =0; xц = – Dmin; r= – Dmin; χ=3,14; ψ= χ– ∆ψ. (4.11)
Если JPC≠0, то при тех же значениях высоты и скорости формируются начальные условия для 4-го расчетного случая, при этом
r= Dгсн; nц= nц max. (4.12)
Блок начальных условий завершается расчетом параметров атмосферы в СпП ATMOS1 и определением пространственный угол атаки 
, который необходим для расчета индуктивного сопротивления. ТФ расчета характеристик двигательной установки и аэродинамических характеристик в принципе не отличаются от аналогичных фрагментов программ проектного анализа БЛА других классов.
Численное интегрирование уравнений движения начинается с 1-го расчетного случая (JPV=0 и JPC =0) при прямолинейном движении БЛА и цели с использованием СпП BAL5. Осуществляемая при этом проверка, сближается ли БЛА с целью ( 
<0), позволяет исключить ненужный счет в случае, если ˃0.
Окончание пошагового процесса численного интегрирования обеспечивается выполнением условия достижения расстояния до цели в пределах шага численного интегрирования:
(4.13)
Расчет относительной массы топлива µТ 1-го расчетного случая завершается проверкой выполнения условия по относительной скорости сближения БЛА и цели:
V- Vц =175 
, (4.14)
Здесь 
=20…25м/с – погрешность в определении относительной скорости сближения. Если требуемая скорость достигнута, то происходит переход ко 2-му расчетному случаю определения µТ. Если условие (4.14) не выполняется, то производится коррекция µТ по формуле:
(4.15)
и выполняется повторная итерация баллистического расчета. Константа Q, задается в числе исходных данных в диапазоне 3500…4500. Найденное в результате расчета 1-го расчетного случая значение µТ = µТД запоминается.
Интегрирование уравнений движения 2-го расчетного случая выполняется с помощью СпП BAL12. При этом выполняется проверка, следит ли ГСН за целью:
= 
, (4.16)
где - максимальный угол отклонения ГСН; 
- текущий угол пеленга цели; 
- запас угла обзора ГСН, задаваемый в ТЗ.
После выполнения проверки (4.16) печатается строка таблицы текущих параметров траектории. Если условие слежения за целью не выполняется, то относительная масса топлива µТ увеличивается на 5 
и численное интегрирование рассматриваемого расчетного случая повторяется. Однако вводится ограничение на максимальный запас топлива: 
. При невыполнении этого условия счет прекращается с выдачей сопроводительной информации.
При удачном завершении обоих расчетных случаев значение µТ выбирается максимальным из решений 1-го и 2-го расчетных случаев.
После нахождения удельной нагрузки на крыло в 3-м и 4-м расчетных случаях осуществляется выбор наименьшего значения p и выполняется расчет массы БЛА. Найденные значения p и m0 сравниваются со значениями предыдущих итераций. Если расхождения значительны (m0 ˃3 и p >5 ), то производится коррекция опорных значений 
и 
и выполняется повторное решение задач баллистического проектирования и расчета массы.
В дальнейшем, как и при проектировании БЛА других классов, определяются геометрические характеристики, положение центра масс с топливом и без него, а также потребное положения крыльев для обеспечения заданной минимальной степени продольной статической устойчивости.
Следует отметить, что проблема повышения маневренности БЛА класса В-В на стартовом участке столь же актуальна, как и для ЗУР. Это объясняется, прежде всего, необходимостью обеспечить самооборону самолета-носителя от целей, атакующих в задней полуплоскости. Поэтому на участке стартового разворота могут использоваться, как системы управления вектором тяги основного двигателя, так и специальные газодинамические устройства, такие, например, как ИДУ. Системы АУПУ, как правило, не столь эффективны, как для БЛА класса П-В, поскольку стартовая скорость БЛА класса В-В достаточно высока, что обеспечивает эффективную работу аэродинамических рулей.
В представленной в таблице 4.10 структуре задания на генерацию проектной программы, предусмотрена возможность расчета характеристик систем ГДУ, применяемых для повышения маневренности БЛА на старте и рассмотренных ранее в разделе 4.2.
Таблица 4.10
Структура задания на генерацию программы проектного анализа БЛА класса В-В
| Блок | ТФ | Содержание ТФ |
| 1 | grfile | Открытие файла графической информации |
| itergu | Начало итераций по массе ИДУ (для БЛА с ИДУ) | |
| t751, t750 | Вспомогательные операторы, начало итераций по m 0 , p | |
| 2 | Начальные условия численного интегрирования | |
| 2а | t443, t440, t553 | Начальные условия 1-го расчетного случая |
| 2б | t444, t445 | Дополнительные начальные условия 2-го, 4-го и 3-го расчетных случаев |
| 3 | t549 | Коррекция направления пуска БЛА |
| 4 | b321 | Расчет параметров атмосферы |
| 5 | t554, t551 | Организация печати начальных условий |
| Баллистическое проектирование | ||
| 6 | t741 | Расчет пространственного угла атаки |
| 7 | b505, b502 | Проверка, работает ли двигатель |
| 8 | b331, t743 | Расчет характеристик РДТТ |
| 9 | b342 | Расчет аэродинамических характеристик |
| 10 | t555 | Выбор 1-го расчетного случая |
| 11 | t350 | Расчет параметров траектории (BAL12) |
| 12 | b360 | Расчет температуры нагрева конструкции |
| 13 | b301g | Печать параметров траектории |
| 14 | t556 | Выбор 3-го и 4-го расчетных случаев |
| 15 | t562 | Запоминание перегрузки nx перед «ослеплением» ГСН |
| 16 | konstant | Расчет констант |
| 17 | b354 | Расчет параметров траектории (BAL5) |
| 18 | t752, t561 | Проверка, следит ли ГСН за целью |
| 19 | t545 | Проверка, сближается ли БЛА с целью |
| 20 | t540 | Проверка, закончен ли полет |
| 21 | t557, t563 | Переход к 4-му и 2-му расчетным случаям |
| 22 | t547 | Проверка относительной скорости сближения; коррекция относительной массы топлива µТ |
| 23 | t756, t643 | Печать результатов расчета µТ |
| 24 | t560, t754 | Переход к расчету удельной нагрузки на крыло p |
| 25 | t383, t552v | Расчет и коррекция p |
| Расчет стартовой массы, размеров, центровки, устойчивости БЛА | ||
| 26 | b361,b362, b364 | Относительные массы крыльев, приводов и корпуса |
| 2 7 | mgasrul | Расчет параметров газовых рулей (для БЛА с газовыми рулями) |
| 28 | b365 | Расчет относительной массы РДТТ |
| 29 | b376 | Расчет стартовой массы БЛА m0 |
| 30 | t755 | Организация итераций по стартовой массе m0 |
| 31 | b381 | Расчет размеров БЛА |
| 32 | t716, b391 | Расчет центровки и потребного положения крыльев БЛА для обеспечения статической устойчивости |
| 33 | b518v | Коррекция положения рулей бескрылых БЛА (только для бескрылых БЛА) |
| 34 | idskl | Расчет параметров ИДУ (только для БЛА с ИДУ) |
| 35 | iteridu | Организация итераций по массе ИДУ (для БЛА с ИДУ) |
| 36 | b605L, b609L | Печать результатов массового и геометрического расчетов БЛА |
| 37 | Печать результатов расчета параметров ГДУ (выбрать вариант) | |
| вар.1 | rezgasrul | Печать результатов расчета параметров газовых рулей |
| вар.2 | rezskl | Печать результатов расчета параметров ИДУ |
| 38 | Вывод графической информации (выбрать нужный вариант) | |
| вар.1 | graf1 | БЛА с одной несущей поверхностью |
| вар.2 | graf2 | БЛА с двумя несущими поверхностями |
| 39 | b707 | Конец программы |
Более сложный характер решения комплексной задачи проектного анализа БЛА класса В-В предъявляет и некоторые дополнительные требования к формированию комплекта исходных данных. Это, прежде всего, касается скоростных характеристик БЛА. Практика показывает, что наиболее трудно обеспечить выполнения требований по превышению относительной скорости сближения ракеты и цели при стрельбе вдогон на минимальной высоте.
Следует отметить, что дистанция стрельбы (Dстр) на высоте Hmin существенно меньше, чем дальность пуска (Dгсн) на максимальной высоте полета Hmax. Поэтому целесообразно для опорного варианта задавать Dстр в диапазоне (8…12)10-3м. При этом скорость самолета-носителя Vн рекомендуется задавать больше скорости цели Vц.
Что касается маневренных перегрузок цели nц, значения которых важны при определении, как относительного запаса топлива µТ, так и удельной нагрузки на крыло p, то следует напомнить, что на минимальной высоте Hmin перегрузку цели nц рекомендуется задавать в диапазоне 8…12, в то время, как на Hmax, не выше 1,5…3 [6,16].
В качестве примера формирования основных исходных данных приведем наиболее важные для решения комплексной задачи проектного анализа параметры БЛА класса В-В средней дальности (таблица 4.11), аэродинамическая компоновка которого показана на рис. 4.7.
Таблица 4.11
Пример формирования основных исходных данных БЛА класса В-В средней дальности
| Идентификатор | Наименование переменной | Значение |
| DGSN | Дальность захвата цели ГСН (максимальная дальность пуска на Hmax) | 120000м |
| DMIN | Дистанция стрельбы минимальная (на Hmax) | 1000 м |
| DSTR | Дистанция стрельбы на минимальной высоте | 9000 м |
| VH1 | Скорость носителя на минимальной высоте | 500 м/с |
| VC1 | Скорость цели на минимальной высоте | 450 м/с |
| NC1 | Перегрузка цели на минимальной высоте | 12 |
| HMIN | Высота полета минимальная | 100 м |
| HMAX | Высота полета максимальная | 25000 м |
| VHM | Скорость носителя на максимальной высоте | 700 м/с |
| VCM | Скорость цели на максимальной высоте | 650 м/с |
| NCM | Перегрузка цели на максимальной высоте | 1,5 |
| XIG0 | Угол визирования цели начальный | 45 град |
| VTR | Ускорение БЛА на участке разгона | 100 м/с2 |
| TAUD | Время работы двигателя | 15 с |
| DPSI | Начальная ошибка пуска БЛА | 5 град |
| DZG | Предельный угол поворота ГСН | 55 град |
Таблица 4.7 (продолжение)
| Идентификатор | Наименование переменной | Значение |
| DDZ | Запас угла поворота ГСН | 5 град |
| ETAC | Максимальный курсовой угол цели | 45 град |
| JPL | Признак плоскости полета (горизонтальная) | 2 |
| MW | Масса целевого груза | 22 кг |
| MAP | Масса бортовой аппаратуры | 32 кг |
Рис. 4.7. Пример аэродинамической компоновки БЛА класса В-В средней дальности.
Компоновка БЛА соответствует расположению функционального признака отсеков JK, начиная с носовой части: JK(1)=1; JK(2)=2; JK(3)=6; JK(4)=3; JK(5)=7; JK(6)=5; JK(7)=8; (отсек JK(8)=4 избыточный).
ОСОБЕННОСТИ ПРОГРАММ И ИНФОРМАЦИОННЫХ МОДЕЛЕЙ ЗАДАЧ ПРОЕКТНОГО АНАЛИЗА БЛА С ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ (ВРД)
Недостатком всех БЛА с ракетными двигателями является их низкая экономичность, приводящая к большим затратам топлива, необходимым для достижения требуемых скоростей и дальностей полета. Поэтому для атмосферных летательных аппаратов всегда стремились использовать кислород воздуха в качестве окислителя. Применение ВРД позволяет повысить экономичность БЛА в несколько раз.
По способу сжатия воздуха ВРД делятся на две большие группы: бескомпрессорные и компрессорные (газотурбинные) [17]. У первых сжатие воздуха перед подачей в камеру сгорания осуществляется только за счет скоростного напора. Из этой группы наибольшее распространение получили прямоточные ВРД (ПВРД). Основной недостаток этих двигателей состоит в том, что для создания требуемой тяги им необходим разгон до скоростей полета, соответствующих М˃2. Это приводит к необходимости применения ускорителей. Частично устранить этот недостаток можно путем размещения в камере сгорания ПВРД твердотопливного заряда или собственно РДТТ. Таким образом, двигатель становится комбинированным (КПВРД). Как правило, требуемую скорость разгона можно обеспечить при пуске БЛА с самолета-носителя.
Из многочисленной группы двигателей второго типа для БЛА наибольшее распространение получили сверхзвуковые турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ) и дозвуковые двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД), являющиеся самыми экономичными [17,18]. В данном разделе рассмотрены особенности формирования программ и информационных моделей задач проектного анализа БЛА класса В-П с ВРД обоих типов.
БЛА класса В-П с ТРДД
Двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД) (Рис.5.1) в настоящее время являются самыми экономичными на дозвуковых скоростях полета (по сравнению с ТРД почти на 25%)[17]. Это преимущество достигается в результате более высоких, чем в ТРД, значений полетного КПД за счет передачи части свободной энергии внутреннего (основного) контура на вентилятор наружного контура, обеспечивающего дополнительный расход воздуха (смешение потоков обоих контуров происходит в сопле) и лучшее использование тепловой энергии. Это позволяет увеличить суммарную тягу, уменьшить удельный расход воздуха, снизить скорость истечения, температуру продуктов сгорания на срезе сопла, уровень шума и выделение вредных примесей. При этом увеличивается ресурс и надежность двигателя.
Рис.5.1. Схема ТРДД. (1 – входное устройство – воздузозаборник;
2 – вентилятор наружного контура; 3, 4 – компрессоры (осевой и центробежный); 5 – камера сгорания; 6, 7 – турбины внутреннего и наружного контура; 8 – сопло).
Для сравнения, например, при одинаковой температуре на входе турбины ≈ 1000ᵒС температура продуктов сгорания на срезе сопла у ТРД ≈780ᵒС, а у ТРДД ≈315ᵒС, т.е. почти вдвое меньше. Это позволяет уменьшить ИК-излучение от двигателя и повысить эффективность преодоления ПВО цели. Однако малообъемные ТРДД значительно сложнее и дороже, чем ТРД аналогичных размеров. Поэтому принято считать, что наиболее целесообразно и экономически выгодно их применять на дозвуковых маловысотных крылатых ракетах (КР) большой дальности [18].
Система наведения таких ракет автономная автокорреляционная инерциальная, комплексируемая с системой коррекции траектории по рельефу местности. Для повышения точности такие системы наведения сочетают коррекцию по рельефу местности с оптико-электронным коррелятором и спутниковой навигацией.
Продолжительный низковысотный полет на постоянной высоте позволяет при моделировании траектории КР класса В-П использовать СпП BAL10 (рис. 5.2). В этом случае участок выхода на маршевую высоту полета H1, описываемый двумя сопряженными дугами окружностей радиусов r1 и r2, определяется заданными значениями относительного радиуса 
=r 2 / r 1 и угла наклона траектории в точке сопряжения θmin.
Рис. 5.2. Типовая траектория полета КР класса В-П большой дальности
Отличительной особенностью КР большой дальности является скорость полета, близкая к критической (М≤Мкр) на основной части траектории. Вследствие этого почти вся энергия топлива ТРДД расходуется на преодоление лобового сопротивления. Это требует повышения точности расчета аэродинамических характеристик, т.к. ошибки неизбежно ведут к погрешности в определении потребного запаса топлива, стартовой массы и размеров КР. Поэтому для расчета аэродинамических коэффициентов Cy, Cx и mz дозвуковых КР самолетной схемы используется специально разработанная подпрограмма AER2 [18]. Область применения подпрограммы:
· диапазон скоростей полета ограничен условием М≤Мкр0 + 0,05, где Мкр0 – критическое число Маха крыльев при α=0. Это позволяет не учитывать волновое сопротивление.
· зависимости Cy от углов α и δ приняты линейными, т.к. диапазон полетных углов атаки КР не превышает 8…10ᵒ.
При расчете аэродинамических характеристик БЛА с входным устройством коэффициент сопротивления Cx0 может быть представлен в виде суммы:
Cx0= Cx0*+ Cx0вз, (5.1)
где Cx0* – коэффициент сопротивления планера (корпуса, крыла, оперения), рассчитываемый для «гладкого» БЛА в СпП AER2 (ТФ b340);
Cx0вз – коэффициент дополнительного сопротивления воздухозаборника (ВЗ), определяемый в СпП CXVZ (ТФ b340vz) [18].
| В качестве предпочтительных альтернативных вариантов в СпП CXVZ рассмотрены три типа воздухозаборника, показанные на рис.5.3: лобовой (подвесная гондола – JVZ=1); совковый – JVZ=2 и туннельный – JVZ=3. Для каждого варианта ВЗ коэффициент Cx0вз определяется с учетом его формы, размеров и интерференции с корпусом. |
Рис. 5.3. Типы воздухозаборников:
а – лобовой; б – туннельный;
в – совковый
Высотно-скоростные характеристики (ВСХ) ТРДД определяют эффективность преобразования тепловой энергии в механическую. В основу методики расчета зависимости тяги PDV и удельного расхода CUD от высоты и скорости полета при заданном законе регулирования двигателя положены теоретические и практические исследования, изложенные в работах [18,19].
В качестве расчетного режима работы двухконтурного двухвального ТРДД с разделительными контурами принят стендовый режим при Н=0, М=0. ВСХ определяются при законе регулирования, соответствующем постоянной частоте вращения компрессора nк= const.
Программный модуль, разработанный на основе этой методики, оформлен в виде СпП TRDD1. В комплексной программе проектного анализа расчет параметров ТРДД осуществляется двукратным обращением к этой подпрограмме. Вначале при заданной на основе статистической информации величине расчетной (стендовой) тяги PR определяются геометрические размеры двигателя на расчетном режиме. С этой целью используется ТФ B339AМ. В дальнейшем при интегрировании уравнений движения применяется ТФ B339. Расчетное значение тяги PDV уточняется в итерационном цикле расчета баллистических характеристик БЛА.
Область применения СпП TRDD1:
– степень двухконтурности (STEP) – 0,8…2,0
– степень повышения давления в компрессоре (PIKO) – 4…8;
– степень повышения давления в вентиляторе (PIBO) – 1,5…2,5;
– температура газов перед турбиной (TG 0) – 1100…1500К.
Структура задания на генерацию комплексной программы проектного анализа БЛА класса В-П с ТРДД приведена в таблице 5.1.
Таблица 5.1
Структура задания на генерацию комплексной программы проектного анализа БЛА класса В-П с ТРДД
| Блок | ТФ | Содержание ТФ |
| 1 | grfile | Открытие графического файла |
| 2 | b302, b700, b701, b702,b720, e702 | Вспомогательные операторы, начало итераций по m0, P R |
| 3 | b405, b501 | Начальные условия, печать начальных условий |
| Баллистическое проектирование | ||
| 4 | b339am | Первичное обращение к СпП TRDD1 |
| 5 | b321 | Расчет параметров атмосферы |
| 6 | b340 | Расчет аэродинамических характеристик |
| 7 | b342vz | Расчет сопротивления воздухозаборника |
| 8 | b339 | Расчет характеристик ТРДД |
| 9 | e504i | Проверка координаты начала снижения |
| 10 | b359 | Расчет параметров траектории (BAL10) |
| 11 | b503 | Проверка ограничений по V и α |
| 12 | b301g | Печать параметров траектории |
| 13 | b507, b511 | Проверка, окончен ли полет, уменьшение шага |
| 14 | b512a | Проверка выполнения граничных условий, коррекция тяги P R |
Таблица 5.1. (продолжение)
| Блок | ТФ | Содержание ТФ |
| Массовый растет | ||
| 15 | b361, b362t, b364 | Расчет относительных масс приводов, крыльев, корпуса |
| 16 | b369 | Расчет относительной массы ТРДД |
| 17 | e334 | Расчет стартовой массы БЛА с ТРДД |
| 18 | b514a | Организация итераций по стартовой массе и тяге |
| 19 | b639 | Печать результатов баллистического расчета |
| 20 | b516 | Повторный расчет последней траектории; вывод параметров траектории и стартовой массы |
| Расчет размеров, центровки, положения крыльев для обеспечения заданной степени продольной статической устойчивости | ||
| 21 | e335 | Расчет размеров БЛА с ВРД |
| 22 | b393 | Расчет центровки, положения крыльев |
| 23 | b608a | Печать результатов массового расчета |
| 24 | b610L | Печать результатов геометрического расчета |
| 25 | graf2 | Вывод графической информации |
| 26 | b707 | Конец программы |
При формировании комплекта исходных данных комплексной задачи проектного анализа БЛА с ТРДД необходимо задать параметры двигателя:
· опорное значение расчетной тяги двигателя PR=(1000…5000)Н;
· степень двухконтурности STEP=(0,8…2,0);
· степень повышения давления в компрессоре PIK0=(4…8);
· степень повышения давления в вентиляторе PIB0=(1,5…2,5);
· температуру газов перед турбиной TG0=(1100…1500)К.
Помимо этого задается массив характеристик топлива MBAK, первый элемент которого, плотность горючего. Для наиболее приемлемых углеводородных топлив на основе керосина и их модификаций MBAK(1)=(780…1080)кг/м3. Два остальных элемента массива: MBAK(2) – плотность окислителя и MBAK(3) – соотношение масс горючего и окислителя являются избыточными. Условно их можно задать MBAK(2) – тем же значением, что и для горючего, а MBAK(3)=1.Теплотворная способность углеводородного топлива HU=3,107…5,107дж/кг.
При выборе параметров программной траектории BAL10 необходимо задать высоту маршевого полета H1=(от 10 до 100м), относительный радиус дуг окружностей участка выхода на маршевую высоту =r2/ r1 =(от 0,5.до.1), и значение угла наклона траектории в точке сопряжения θmin =(от -10 до -45ᵒ). Полное время полета БЛА tk определяется как отношение дальности полета xk к средней скорости полета Vср.
В качестве примера приведем наиболее важные для отработки модели проектного анализа БЛА класса В-П с ТРДД, задаваемые в числе исходных данных (таблица 5.2), аэродинамическая компоновка которого показана на рис. 5.4.
Таблица 5.2
Пример основных параметров БЛА с ТРДД класса В-П, задаваемых в числе исходных данных
| Идентификатор | Наименование переменной | Значение |
| XK | Координата конца полета | 3000000м |
| Н0 | Высота полета при t= t0 | 1000м |
| Н1 | Высота маршевого полета | 20м |
| ТТМ | Максимальный угол наклона траектории | -10ᵒ |
| VH | Скорость носителя | 230м/с |
| XNM | Координата начала участка изменения высоты | 35000м |
| XKM | Координата конца участка изменения высоты | 90000 |
| ТК | Полное время полета | 12100с |
| PR | Расчетная тяга двигателя | 3000Н |
| STEP | Степень двухконтурности | 1,1 |
| PIK0 | Степень повышения давления в компрессоре | 9 |
| PIB0 | Степень повышения давления в вентиляторе | 1,8 |
| TG0 | Температура газов перед турбиной | 1300К |
| SSBX | Коэффициент восстановления полного давления входного устройства | 0,8 |
Таблица 5.2(продолжение)
| Идентификатор | Наименование переменной | Значение |
| MBAK(1) | Плотность горючего | 860кг/м3 |
| HU | Теплотворная способность топлива | 4,2.107дж/кг |
| JVZ | Признак типа воздухозаборника | 2 |
| JFFS | Признак типа поперечного сечения корпуса | 1 |
| JKORM | Признак формы кормовой части корпуса | 2 |
| JDV | Признак типа двигателя | 3 |
| JPL | Признак плоскости полета | 1 |
| JMET | Признак метода наведения | 4 |
| HS | Степень шероховатости поверхности | 1.10-6м |
| GDV | Относительная (к тяге двигателя) масса ДУ | 0,025 |
| MW | Масса целевого груза | 410кг |
| MAP | Масса бортовой аппаратуры | 45кг |
| JOLA | Признак особенностей БЛА (вариант конструктивного облика) | 1 |
| RODU | Плотность компоновки ДУ | 500кг/м3 |
| 
Рис.5.4. Пример аэродинамической компоновки БЛА класса В-П с ТРДД.
|
БЛА класса В-П с ТРДФ
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) (Рис.5.5) является в настоящее время основным типом двигателей для сверхзвуковых летательных аппаратов большой дальности полета. Способ форсирования турбореактивного двигателя реализуется путем дополнительного сжигания топлива за турбиной, для чего между турбиной и реактивным соплом размещается специальная камера с установленными в ней топливными форсунками (форсажная камера).
Рис. 5.5 Схема ТРДФ с осевым компрессором и форсажной камерой: 1 – входная часть; 2 – осевой компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – турбина; 5 – форсажная камера; 6 – реактивное сопло.
Дожигание топлива в форсажной камере происходит за счет избыточного кислорода, содержащегося в продуктах сгорания, покидающих турбину, и обусловливает повышение температуры газа перед реактивным соплом. Благодаря этому растет скорость истечения газа из реактивного сопла, что в свою очередь влечет за собой соответствующее увеличение тяги, развиваемой двигателем.
Применение форсажной камеры позволяет повысить тягу турбореактивного двигателя в статических условиях на 30-50%. Однако при этом удельный расход топлива увеличивается примерно на 70-130%. С ростом скорости полета эффективность сжигания топлива в форсажной камере увеличивается. Это позволяет на сверхзвуковых скоростях значительно повысить тягу двигателя при сравнительно небольшом увеличении удельного расхода топлива и расширить диапазон скоростей и высот полета [18,19].
Зависимости тяги, удельного расхода топлива от высоты и скорости полета при заданном законе регулирования определяют показатели экономичности двигателя. Методика расчета высотно-скоростных характеристик ТРДФ изложена в работе [19]. На основе этой методики разработаны алгоритм и специальная подпрограмма расчета высотно-скоростных характеристик ТРДФ (BCX12) [18]. В качестве закона регулирования принят nк= const (постоянная частота вращения компрессора). При этом температура газа перед турбиной ограничена – T*Г= const. Регулирование двигателя обеспечивается изменением подачи топлива в камеру сгорания.
Область применения подпрограммы:
– степень повышения давления в компрессоре 
=4…10;
– температура газов перед турбиной 
=1000…1800К;
– расчетная тяга ТРДФ P расч=1000…100000Н
Вызов СпП BCX12 осуществляется на каждом шаге численного интегрирования уравнений движения БЛА с помощью ТФ B339ER. Дополнительный типовой фрагмент Е500А предназначен для управления форсажной камерой.
наибольшее распространение получили траектории с высотным и настильным участками полета, показанные на рис
Форма траектории полета БЛА во многом определяется типом целей. При моделировании ее рассматриваются три подхода:
1). Программный полет с участком прямого наведения на цель, описываемый СпП BAL8 (выход на маршевую высоту по экспоненте, полет на постоянной высоте Н1, разворот на пикирование по радиусу Rк и прямое наведение на цель). Схема высотной программной траектории полета показана на рис. 5.6
Рис. 5.6. Высотная программная траектория БЛА класса В-П.
В этом случае задаются углом выхода на маршевую высоту полета Н1 – θmax (в диапазоне 10ᵒ…45ᵒ), высотой начала участка пикирования на цель Н3, углом подхода к цели θк (в пределах -30ᵒ…-60ᵒ) и радиусом разворота на пикирование Rк, определяемым по формуле: Rк= 
[11].
2). Комбинированное наведение на цель с использованием программного выхода на высоту маршевого полета (СпП BAL8) и участок самонаведения на цель по методу пропорциональной навигации, моделируемый СпП BAL2 (рис.5.7а).
В этом случае также необходимо задаться углом выхода на маршевую высоту Н1 – θmax. Параметр R1 задается из условий, определяющих начало процесса самонаведения. Если начало участка самонаведения, определяемое положением т. А на рис.5.7а, происходит раньше, чем разворот на цель, то достаточно задать R1 ≈ 1000м. В противном случае значение R1 определяется расчетным путем. Параметр θк при самонаведении является избыточными. Поэтому он может быть задан условным значением θк =-70ᵒ.
3) Траектория с низковысотным участком подхода к цели, показанная на рисунке 5.7б. Она реализуется программно с использованием СпП BAL8 (угол θmax выхода на маршевую высоту H1 задается); при переходе на низковысотный участок траектории, задаваемый координатой XP и высотой Hк, осуществляется повторное обращение к СпП BAL8 с заданным углом θm in<0.
Рис.5.7. Комбинированные траектории БЛА: а) с конечным участком самонаведения на цель; б) с низковысотным участком подхода к цели.
Структура задания на генерацию программы проектного анализа БЛА класса В-П с ТРДФ приведена в таблице 5.3.
Таблица 5.3
Структура задания на генерацию программы проектного анализа БЛА класса В-П с ТРДФ
| Блок | ТФ | Содержание ТФ |
| 1 | grfile | Открытие графического файла |
| 2 | b302, b700, e700, b701, b702 | Вспомогательные операторы, начало итераций по стартовой массе m0, и тяге P R |
| 3 | e702 e703, e700r | Вспомогательные операторы |
| 4 | B405, b501 | Начальные условия, печать начальных условий |
| Баллистическое проектирование | ||
| 5 | b321 | Расчет параметров атмосферы |
| 6 | е500а | Управление форсажом |
| 7 | b339er | Расчет характеристик ТРДФ |
| 8 | b342, b342vz | Расчет аэродинамических характеристик |
| 9 | b521 | Ограничение размаха крыльев |
| 10 | e504k, | Проверка, начался ли маршевый участок полета |
| 11 | ||
Дата: 2019-03-05, просмотров: 474.
