Поможем в ✍️ написании учебной работы

Имя

Поможем с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой

Выберите тип работыЧасть дипломаДипломная работаКурсовая работаКонтрольная работаРешение задачРефератНаучно - исследовательская работаОтчет по практикеОтветы на билетыТест/экзамен onlineМонографияЭссеДокладКомпьютерный набор текстаКомпьютерный чертежРецензияПереводРепетиторБизнес-планКонспектыПроверка качестваЭкзамен на сайтеАспирантский рефератМагистерская работаНаучная статьяНаучный трудТехническая редакция текстаЧертеж от рукиДиаграммы, таблицыПрезентация к защитеТезисный планРечь к дипломуДоработка заказа клиентаОтзыв на дипломПубликация статьи в ВАКПубликация статьи в ScopusДипломная работа MBAПовышение оригинальностиКопирайтингДругое

Нажимая кнопку "Продолжить", я принимаю политику конфиденциальности

*?*

Ширина луча РЛСО по уровню 0,5 по азимутальной и угломестной *?*

 

Лекция 5. 13.04.19

*?*

Технический облик:

1. Количество ступеней;

2. Тип аэродинамической схемы;

3. Тип боевой части;

4. Силовая установка;

5. Использование газодинамического управления для создания управляющих сил и моментов;

6. Тип головки самонаведения;

7. Система управления:

a. Контур самолет-ракета;

b. Ракета-ракета;

c. Автономный контур;

d. Внешний контур управления системы самолет-ракета.

Формирование рационального облика ракеты на проектном уровне:

1. Выбор внешнего облика;

2. Оценка стартовой массы;

3. Формирование компоновочной схемы;

4. Баллистическое проектирование;

5. Оценки экономических характеристик.

 

Формирование облика на проектном уровне производится с использованием критериев:

1. Минимизация стартовой массы ракеты / максимизация полезной нагрузки. При заданных массо-габаритных ограничениях и вероятности поражения цели w>=w_заданное;

2. Минимизация затрат на поражение цели, при условии выполнения массо-габаритных ограничений и w>=w_зад.;

 

Блок схема алгоритма задачи формирования облика на проектном уровне имеет следующий вид:

*рис 5*

1. ТТТ модель ПВО;

2. Признаки и параметры внешнего облика ракеты;

a. Аэродинамическая компоновка;

b. Геометрические формы элементов ракеты;

c. Геометрические параметры элементов ракеты;

d. Тип компоновки и параметры воздухозаборника;

3. Оценка аэродинамических характеристик ракеты;

4. Оценка баллистических характеристик;

5. Оценка системы управления (формирование состава бортовой системы ракеты и определение характеристик точности);

6. Оценка поражающего действия боевой части;

7. Весовой баланс;

8. Экономические характеристики;

9. Оценка эффективной поверхности рассеивания;

10. Вероятность поражения цели одной ракетой с учетом противодействия ПВО;

11. Расчет потери управляемых ракет;

12. Потребный наряд управляемых ракет для обеспечения условия w>=w_зад;

13. Расчет боевого наряда носителей и управляемых ракет;

14. Расчет затрат на поражение цели с вероятностью w не менее заданной;

15. Критерий *?* при условии w>=w_зад;

16. Выход или возврат на следующую итерацию.

Критерий при формировании на проектном уровне – *?* с вероятностью не ниже заданной.

Аэродинамическая компоновка формируется в несколько этапов, первыми из которых является выбор геометрических параметров. В качестве частных критериев при выборе геометрических форм и размеров могут быть следующие:

1. Минимум относительного запаса топлива;

2. Минимум стартовой массы;

3. Минимум стоимости ракеты;

4. Минимум стоимости одного пуска;

5. вес доставляемой к цели боевой части;

6. минимум показателей радио и тепловой заметности;

7. максимум эффективности одной ракеты при ограничениях на массогабаритные характеристики;

8. минимум потерь ракет от средств ПВО на поражение целей с вероятностью не ниже заданной;

9. минимум потерь самолетов носителей при поражении целей с вероятностью не ниже заданной.

Окончательное решение по выбору геометрических параметров принимает с учетом требований по устойчивости и маневренности на всех режимах полета. Стартовую массу в первом приближении можно оценить в следующем соотношении:

*?*.

Где

*?* - масса полезной нагрузки;

*?* - относительная стартовая масса;

*?*

*таблица*

Оценка стартовой массы ракеты во втором приближении может быть произведена на базе статистического материла по относительным массам отдельных элементов ракеты:

корпуса

*?*

Крыла

*?*

Оперения

*?*

Рулевых приводов

*?*

Топлива

*?*

Двигателей

*?*

Общее выражение стартовой массы ракеты например, с двигателем твердого топлива имеет следующий вид:

Под выбором компоновки понимаю выбор взаимного расположения частей ракеты, размещение двигательной установки боевой части, бортового оборудования. После выбора аэродинамической компоновки выполняется баллистическое проектирования, целью которого является определение высотно-скоростного профиля траекторий, программы работы двигателя и относительная масса топлива, удовлетворяющих заданным граничным условиям полета.

Граничные условия состоят из начальных *?* и конечных условий.

Задача баллистического проектирования решается методом итераций. При ее решении используется математическая модель включающая следующие модули:

1. массо-геометрический;

2. модуль расчета аэродинамических характеристик;

3. газодинамических и *?* двигательной установки.

4. Движение ракеты, как материальной точки в вертикальной плоскости;

5. Дальность полета ракеты;

6. Модель движения цели;

7. Минимальная и максимальная высоты полета;

8. Минимальная и максимальная скорости полета;

9. Уравнение кинетических связей для принятого метода наведения;

10. Располагаемая поперечная и продольная перегрузки.

Приступая к баллистическому проектированию необходимо выбрать расчетный случай, которому соответствует наиболее трудные в энергетическом соотношении условия полета требующие наибольшего значения *?*. если такой расчетный случай неочевиден, то баллистическое проектирование выполняется для нескольких вариантов расчетных траекторий и принимается вариант требующий наибольшего значения *?*. последовательность решения задачи баллистического проектирования следующая:

1. Выполняется баллистический расчет численным интегрирование уравнения движения опорного варианта ракеты для расчетного случая с учетом заданных ограничений и граничных условий. Для опорного варианта должны быть заданы:

a. Стартовая масса;

b. Опорная нагрузка на крыло;

c. Относительный запас топлива;

d. Время работы двигательной установки;

e. Тяговооруженность;

f. Удельный импульс тяги.

2. *?*

За счет опорного варианта *?*, если при баллистическом расчете ограничение выполняется для всех расчетных случаев, то баллистическое проектирование завершается. Далее выполняется формирование структурного облика ОСУ и ее характеристик.

Состав блока системы управления ракетой в общем случае содержит 4 контура. *?*

Формирование структурного облика БАСУ проводится с учетом решаемых ею задач:

1. Стабилизация углового положения;

2. Управления углами ориентации;

3. Управление координатами, скоростями и ускорениями;

4. Навигация;

5. Коррекция параметров движения на маршруте полета;

6. Обнаружение, селекция и наведение ракеты на цель;

7. Высокоточного конечного наведения;

8. Информационного взаимодействия с системами подготовки пуска внешнего целеуказания и другими ракетами строя.

Базовый состав БСУ включает:

1. БЦВМ;

2. Навигационная система:

a. БИНС на основе лазерных гироскопов;

b. ССМ (система спутниковой навигации);

c. БВ (баровыстотомер);

d. РВ (радиовысотомер).

3. Система наведения:

a. РГСН (пассивный канал + активный канал см диапазона);

b. Система конечного наведения (СКН / доводочный канал мм диапазона).

4. Система автоматического управления;

5. Система обмена информацией и ракетами строя;

При наличии данной комплектации в БАСУ возможен пуск ракет залпом, при этом лидирующая ракета залпа запускается по внешнему целеуказанию в район цели. С помощью БОСУ этой ракеты производится доразведка цели с последующей передачи уточненной информации на остальные ракеты залпа. В блоке БАСУ выполняется так же формирование оптимальных по критерию минимум потерь самолетов носителей или ракет, траекторных характеристик *?* при доставке боевой части к цели.

В блоке оценки характеристик БАСУ содержат блок расчета точности попадания ракеты в цель, определение углов захвата целей головкой самонаведения, определение дальности захвата цели каналами ГСН, определение углов слежения за целью на траектории полета ракеты, расчет поперечной и продольной перегрузок, управление измененеием поперечной перегрузки, продольной перегрузки, реализуемые траекторные характеристики.

Далее проводится оценка поражающего действия боевой части. Основной критерий при оценке поражающего действия – минимум полигонного наряда ракет, необходимый для выполнения заданной расчетной боевой задачи в заданных условиях, частный критерий – минимум массы боевой части, при условии, что вероятность поражения цели по заданному типу будет не менее заданной величины. Исходные данные для оценки поражающего действия БЧ - вес, состав, тип взрывателя, состав поражающих элементов, характеристика поражающего действия, характеристики зоны поражения боевой части, вес ракеты при встрече с целью, точность попадания, углы подхода к цели, скорость встречи с целью.

БЧ ракеты модульного типа при действии по наземным целям – фугасно-проикающего действия, *?*.

*?*?*?*

*?* между выше перечисленными блоками и итерационные циклы для параметрически задаваемых долей веса ракеты, выделяемых для БЧ и бортовой системы управления.

Рациональными вариантами основных элементов ракеты для исследований на системном уровне является следующее:

1. Масса бортовой системы управления в кг;

2. Точность наведения с вероятностью отклонения

*?*?*?*

Обоснование рациональной комплектации и типажа управляемой ракеты производится по минимальной стоимости решения всего объема задач, при условии, что эффективность выполнения каждой из них будет не меньше каждой из них. В типовой операции, задаются требования к количеству объекту противника, являющимися целями и требуемая вероятность их поражения.

*таб*

Для проведения сравнительной оценки эффективности различных вариантов комплектации ракеты по полным затратам необходимы следующие исходные данные:

1. *?* - стоимость разработки каждого варианта комплектации;

2. *?* - себестоимость производства одного изделия;

3. *?* - себестоимость годовой эксплуатации одного изделия;

4. *?* - срок службы в годах образца комплектации;

5. *?* - продолжительность в годах нахождения рассматриваемого варианта на оснащение войск;

6. *?* - расход ракет I,j комплектации для поражения целей в k расчетной боевой задаче *?*.

Полная стоимость *?* .

На системном уровне задача обоснования рационального типажа управляемых ракет заключается в определении оптимального по принятому критерию качественного *?*?*?*.

Форма задания множества расчета боевых задач зависит от типа объекта для действия которой управляемой ракеты предназначенно. Все основные боевые задачи ударной авиации можно свести к задаче поражения различного типа наземных надводных целе противника. *?*?*?*.

По результатам имитационного моделировании операции выполнения расчетной боевой задачи i го типа определены потребные боевые наряды управляемых ракет разрабатываемого типа Р *?*.

*?*?*?*

Необходимо определить рациональный состав парка управляемых ракет включающих разрабатываемую ракету r-го типа и управляемые ракеты существующего типа, *?* заданных объемов боевых задач при минимальных суммарных затратах на разработку, серийное производство и эксплуатацию входящих в парк управляемых ракет.

Рассмотрим формализацию задачи. Требуется определить вектор *?*,  1 если расчетная боевая задача i-го типа выполняется управляемой ракетой r-го типа и 0 если расчетная БЗ i-о типа выполняется управляемой ракетой j-го типа, j!=r.

*?* доставляющие минимум функций *?*

*?*?*?*

Временные показатели, оценивающие продолжительность выполнения работ по реализации этого согласования. Временные показатели обычно переводят в разряд ограничений. В качестве элементов согласования используются:

*?*

*?*

Боевой потенциал — это математическое ожидание ущерба нанесенного противнику к матожиданию собственных потерь.

С1 – полная стоимость *?*

С_раф – полная стоимость расчетного авиационного формирования;

БП1 – боевой потенциал АК с разрабатываемой УР;

БР_раф – боевой потенциал расчетного авиационного формирования.

Дополнительными условиями согласования облика АК и УР являются следующие:

*?*

*?*

БП_1г – минимально допустимый (граничный) боевой потенциал;

«дзита»_i – относительный понендицал боевого комплекса;

m – количество подсистем АК.

Задача согласования – найти такие значения ТТХ АУР и ее подсистем и взаимодействующих с ней подсистем АК из области возможных решений определяемых условием 2 и уравнением 3, которые бы обеспечивали максимум показателей k_1, k_2.