10.2. ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ

РАКЕТ

Возросшие требования к уменьшению габаритных размеров и массы конструкций аэродинамических (авиационных, зенитных, противотанковых и т.п.) ракет привели к созданию многорежимных РДТТ с программируемым по времени уровнем тяги.

До недавнего времени существовало мнение, что средняя скорость и дальность горизонтального полета (пуска) тактических авиационных ракет определяются в основном энерговооруженностью ракеты и слабо зависят от программы изменения тяги или расхода топлива по времени. Следовательно, для обеспечения требуемых баллистических характеристик достаточно осуществить энергичный разгон ракеты до необходимой конечной скорости активного участка траектории за счет высокого стартового уровня тяги ДУ.

Между тем баллистический анализ показывает, что это мнение справедливо лишь для относительно малых запасов ракетного топлива:

- М М

=<0,4, =<0,286. Л/о

С увеличением запаса топлива, в особенности при > 1,0

(АГт > 0,5) (рис. 10.7), влияние параметров программы тяги на баллистические характеристики ракеты резко возрастает. При этом требования к программе тяги, обеспечивающей получение наибольших средней скорости (ср= max) и дальности полета

(= max), противоречат друг другу.

Максимальной дальности полета {L =max) соответствует время работы двигателя, равное времени полета

*пол

О

0,5 0,4 0,3 0,2

е-М^=1,6 Мт=0,2

Рис 10.7. Зависимости дальности и средней скорости горизонтального полета аэродинамической ракеты от запаса топлива и тяговооруженности:

- безразмерная дальность; Fp - безразмерная средняя скорость;

г| - тяговооруженность ракеты на маршевом режиме полета; t - относительное время работы ДУ

Напротив, = max отвечает минимальное время работы двигателя на маршевом режиме и, следовательно, максимальная тяговооруженность (т1 = max). Полученные из упомянутого анализа выводы качественно справедливы как для малых, так и для больших высот горизонтального полета в пределах атмосферы.

Следует также отметить, что при стрельбе ракетой по энергично маневрирующей воздушной цели условием, ограничивающим уровень маршевой тяги, является условие его достаточности для компенсации потерь скорости при выходе ракеты на большие углы атаки и для обеспечения маневра ракеты за счет добавочной боковой перегрузки, возникающей при этом от составляющей тяги двигателя. Из этих соображений может оказаться целесообразной пауза между стартовым и маршевым режимами работы ДУ на среднем участке траектории.

Сделанные выводы о значительной зависимости средней скорости и дальности полета от тяговооруженности ракеты на маршевом участке траектории по результатам баллистических расчетов, проведенных для ракет воздух - воздух , следует считать качественно справедливыми также и для авиационных ракет класса воздух - поверхность , противотанковых и крылатых ракет класса поверхность-поверхность , совершающих после разгона на стартовом участке траектории горизонтальный полет на постоянной высоте, а также для ракет поверхность - воздух , у которых энергетически наиболее тяжелая траектория при стрельбе в дальние точки зон пуска и поражения имеет малый угол наклона к горизонту.

Полученные результаты свидетельствуют о том, что наряду с запасом топлива на баллистические характеристики высокоэнер-говооруженных ракет оказывает определяющее влияние программа изменения тяги по времени.

По этим причинам энерговооруженность ракеты не может быть принята в качестве основного и единственного требования к ДУ аэродинамической ракеты, а также в качестве критерия оценки эффективности ДУ при выборе ее схемы и основных проектных параметров.

В состав основных требований к ДУ должны входить требования к программе изменения ее тяги по времени. Формирование требований к программе тяги ДУ аэродинамических ракет необходимо проводить в составе ракеты исходя из оценки ее баллистической эффективности, которая определяется на основании требований к летно-тактическим характеристикам (ЛТХ) ракеты на всей траектории ее полета.