CC BY
194
УДК 621.452.22
В.В. Ветров, д-р техн. наук, проф., (4872) 35-18-79, [email protected]. ш (Россия, Тула, ТулГУ),
А.И. Дикшев, инж., (4872) 42-61-39, [email protected] (Россия, Тула, ОАО «КБП»),
Е.М. Костяной, асп., (4872) 35-18-79, 1aykem@mail. гц (Россия, Тула, ТулГУ)
ТРАНСФОРМИРУЕМЫЙ В ПОЛЁТЕ, УПРАВЛЯЕМЫЙ АРТИЛЛЕРИЙСКИЙ СНАРЯД С РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ
Предложен вариант радикального увеличения дальности полета активно-реактивного управляемого артиллерийского снаряда основного артиллерийского калибра, базирующийся на использовании ракетно-прямоточного двигателя, формируемого в полете за счет трансформации корпуса снаряда. Достигнуто итоговое значение дальности полёта 98 км.
Ключевые слова: управляемый артиллерийский снаряд, дальность полета, ра-кетно-прямоточный двигатель, полетная трансформация.
Анализ тенденций развития активно-реактивных управляемых артиллерийских снарядов (УАС) показывает, что одним из главных направлений их совершенствования является увеличение дальности полета [1]. При этом ограничения на габаритно-массовые характеристики (ГМХ) и массу полезной нагрузки остаются на прежнем уровне, что не позволяет использовать экстенсивные пути развития, связанные с увеличением стартовой и бортовой энергетики за счет массы топлива. В данных условиях одним из наиболее перспективных решений является использование ра-кетно-прямоточных двигателей (РПД), существенно превосходящих по удельным тяговым характеристикам ракетные двигатели на твёрдом топливе (РДТТ).
Использование РПД в условиях жестких ограничений ГМХ осложнено тем, что на борту снаряда не удается разместить камеру дожигания должного объема. При этом на полетных режимах корпус снаряда обладает избыточным запасом прочности, который необходим лишь на стадии активного старта с высокими перегрузками. В рамках данной работы предложено выполнять корпус в виде двух соосных обечаек, на стадии активного старта совместно воспринимающих осевые перегрузки, а в процессе полета перемещающихся друг относительно друга в осевом направлении и формирующих тем самым камеру дожигания достаточного размера (рис. 1). Иными словами, предложено использовать принцип полетной трансформации.
Цель данной работы - увеличение дальности полета УАС за счет
использования РПД с камерой дожигания, формируемой в процессе полета на основе принципа трансформации.
До трансформации . ,
После трансформации
Рис. 1. Использование принципа полетной трансформации для формирования камеры дожигания РПД
Отличительной особенностью УАС являются существенно нестационарные условия функционирования, характеризуемые как изменяющейся в значительных пределах скоростью полета (0,6...3 М), так и траекторией, проходящей в широком диапазоне высот (0.30 км). Очевидно, что тяговые характеристики РПД и устойчивость его работы будут зависеть от комплекса факторов, среди которых можно отметить внешние условия (скорость, высота полета), характеристики топлива, геометрические параметры двигателя. В связи с этим в ходе исследования решались такие задачи, как построение инструментария численного моделирования, позволяющего совместно рассматривать движение УАС по траектории и функционирование РПД, определение оптимальных с позиций максимальной дальности полета значений геометрических параметров РПД и, как результат, определение рационального облика УАС с РПД.
В основу математической модели, описывающей полет УАС с РПД, положена классическая система уравнений движения в сочетании с упрощёнными соотношениями для РПД, базирующимися на законах сохранения массы, количества движения и энергии, учитывающими уравнение состояния, зависимости из теорий конических течений, косых скачков уплотнения и волн разрежения [2], а также эмпирические соотношения для пограничного слоя [3]. При этом приняты определённые допущения: РПД работает только на сверхзвуковых скоростях полета; процесс работы РПД рассматривается как квазистационарный; система скачков уплотнения во
внутреннем канале ВЗУ заменяется прямым скачком уплотнения на входе в ВЗУ; пренебрегаем тепловыми потерями по всему газодинамическому тракту; показатель адиабаты и газовая постоянная для воздуха и газообразных продуктов, полученных в 1 -м и 2-м контурах, равны; степень дожигания продуктов сгорания из 1-го контура во 2-м контуре учитываем коэффициентом полноты сгорания.
Математическая модель численно реализована в виде программы для ЭВМ, в которой на каждом шаге интегрирования по времени внешне-баллистического расчета производится расчет тяговых характеристик РПД, а также определяется дополнительное аэродинамическое сопротивление, обусловленное наличием ВЗУ. При моделировании РПД на каждом шаге по времени вычисляется потребный расход газа из 1 -го контура, который при заданной геометрии ВЗУ и камеры дожигания и при текущих параметрах окружающей среды позволяет избежать помпажного режима и «зуда».
В роли объекта исследования выбран снаряд массой 48 кг, длиной 990 мм, калибром 155 мм. В данном исследовании использовано стандартное топливо Л-24 [7], коэффициент полноты дожигания в первом приближении принят 0,75 [7, 8], дульная скорость 946 м/с, масса топлива РПД 2,8 кг. Значения коэффициентов аэродинамического сопротивления получены по итогам численного моделирования.
В ходе исследования рассмотрено два предельных случая: 1) вариант УАС с формируемым путем телескопической трансформации РПД, остающимся открытым после окончания работы двигателя; 2) вариант УАС с формируемым путем телескопической трансформации РПД, предусматривающий обратную телескопическую трансформацию корпуса УАС после израсходования топлива в газогенераторе, то есть складывание ВЗУ и камеры дожигания, за счёт чего достигается уменьшение аэродинамического сопротивления на энергопассивном участке траектории.
На рис. 2 приведены зависимости дальности полета от геометрических параметров прямоточного тракта для двух рассматриваемых случаев. Как следует из данного рисунка, при однократной трансформации оптимум по дальности смещается в сторону меньших площадей критического сечения сопла 2-го контура и входного сечения ВЗУ. Это обусловлено тем, что в данном случае параметры прямоточного тракта влияют не только на тяговые характеристики РПД, но и на аэродинамическое сопротивление на пассивном участке траектории.
л А А ✓ N • 1 1 ч
\ \
N 1 «
-V 1 1 \ ч \
ч
25000
0,165 0,215 0,265 0,315 0,365 0,415 0,465 0,515 0,565 0,615
^крг/^мид
-0,125
- 0,134 0,149 0,165
.0,181
- 0,197 0,21? 0,230
- 0,247
- 0,264 0,274
- 0,149, одн.
■ 0,181, одн. -0,213, одн.
■ 0,247, одн. 0,274, одн.
Рис. 2. Зависимость баллистической дальности полета от относительной площади критического сечения сопла 2-го контура для разных относительных площадей входного сечения ВЗУ и разных схем функционирования УАС
На рис. 3 представлены траектории полёта снаряда с различными вариантами исполнения бортовой энергетической установки. Приведенные варианты соответствуют оптимальным с точки зрения дальности полета соотношениям геометрических параметров РПД. Для сравнения приведены энергопассивная траектория и траектория полета УАС с РДТТ, масса топлива которого по причине более простой конструкции бралась на 20 % больше, чем в варианте с РПД. Дульная скорость оставалась неизменной (946 м/с). Полученные результаты говорят о том, что по сравнению классической схемой, где на борту УАС имеется РДТТ, достигается приращение дальности полёта 47 %.
Вариант УАС с двойной телескопической трансформацией с одной стороны обеспечивает наибольшее приращение дальности полета, но в тоже время является наиболее труднореализуемым с конструктивной точки зрения. В связи с этим проработан эскизный вариант данной схемы, позволяющий оценить, согласуются ли полученные в ходе расчета оптимальные геометрические параметры с габаритно-массовыми ограничениями. На рис. 4 показан проработанный эскизный вариант на активном участке траектории, доказывающий принципиальную возможность реализации предлагаемого решения.
Рис. 3. Сравнение траекторий полета УАС с РПД, РДТТ и без бортовых энергетических установок
Рис. 4. УАС с работающим РПД
Для оценки предельных возможностей схемы УАС с РПД и двойной телескопической трансформацией рассмотрена траектория с участком планирования, на котором реализуется полет с углами атаки, обеспечивающими максимальное аэродинамическое качество (рис. 5).
Рис. 5. Траектория полета УАС с формируемым в полете РПД при оптимальном участке планирования
Итоговая дальность полета для рассматриваемой схемы составила 98 км. Необходимо особо отметить, что данное значение получено для УАС, выполненного в габаритах штатного снаряда при сохранении потребной массы полезной нагрузки.
В заключение необходимо отметить, что полученные оценки свидетельствуют о целесообразности дальнейшего рассмотрения данного направления, поскольку классические решения не позволяют существенно повысить дальность полета и практически исчерпали резерв своего развития.
Список литературы
1. Способы повышения баллистической эффективности артиллерийских управляемых снарядов / Бабичев В.И. [и др.] // Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук.. М.: Изд-во РАРАН, 2010. Вып. 3(65), С.3-9.
2. Ветров В.В., Костяной Е.М.. Использование ракетно-прямоточного двигателя с носовым расположением на летательных аппаратах с доминирующим пассивным участком траектории // Вестник Воронежского государственного технического университета. Том 7, № 11.2. 2011. С. 103-105.
3. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета. М.: Машиностроение, 1973. 616 с.
4. Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Ч. II. Методы аэродинамического расчета: учебник для студентов втузов. 3-е изд., перераб. и доп. М.: Высш. школа, 1980. 416 с.
5. Орлов Б.В., Мазинг Г.Ю. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей. М.: Машиностроение, 1967.
6. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М., Наука. 1976.
888 с.
7. Александров В.Н., Быцкевич В.М., Верхоломов В.К. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах (основы теории и расчета). М., 2006.
8. Зуев В.С., Макарон В.С. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей. М.: Машиностроение, 1971. 368 с.
V.V. Vetrov, A.I. Dickshev, E.M. Kostyanoy
CONVERTIBLE INTO FLIGHT GUIDED SHELL WITH ROCKET-RAMJET ENGINE
It is proposed radical alternative to increase range of active-reactive guided shell of the main artillery caliber, based on using the rocket-ramjet engine, which formed in the flight through the transformation of the shell's body. The total value of the flight range increased to 98 km.
Key words: guided shell, range, rocket-ramjet engine, flight transformation.
Получено 17.10.12
