Влияние режима сжигания топлива на ГВХ УР

Формирование оптимальной программы сжигания топлива на траектории эквивалентно определению минимального веса топлива, необходимого для получения заданной средней скорости (Vсp.) на максимальную дальность (Хmax) и, соответственно, обеспечению Go ® min.

Причем, в конструкции ЗУР эта задача еще более конкретизируется следующей постановкой:

- определить соотношение долей топлива в стартовой и маршевой камерах, обеспечивающих условие (w_{ст +}w_м) ® min при заданной средней скорости на максимальную дальность.

Однокамерный однорежимный стартовый двигатель, являясь простейшей из возможных схем РДТТ, является наиболее предпочтительным в связи с упрощением конструкции ЗУР в целом, повышением надежности и меньшей стоимостью.

Определение условий, обеспечивающих w_Т ® min при Vср = const и Хmax = const, получим из рассмотрения следующих предельных случаев, определяющих режим расходования топлива и схему ДУ:

- быстрый разгон до Vmax и дальнейший полет в режиме баллистического излета;

- быстрый разгон до Vср. и последующий полет в режиме Vср = const за счет уравновешивания силы лобового сопротивления тягой маршевого двигателя.

Результаты исследований показали, что есть область такого сочетания параметров, при котором выгодно по критерию w_Т ® min применение однорежимной стартовой ступени тяги, и область, в которой двухрежимная двигательная установка (старт + марш) становится предпочтительной из условия w_Т ® min.

На рисунке 1 построены граничные кривые при различных баллистических и конструктивных параметрах планера и ДУ, между областями, где с точки зрения веса ракеты более выгодной является та или иная компоновка.

Рисунок 1

Любое ухудшение аэродинамической формы планера (например, затупление носовой части обтекателя ГСН, увеличение калибра, например, для РЛ ГСН, или использование ПВРД) сужает зону применения простейшей однорежимной ДУ, усложняя конструкцию ЗУР.

Из приведенных графиков видно, что для ЗУР рассматриваемого класса, имеющих малые значения баллистического коэффициента (С_Б = Сх* S /G_СУХ) наибыстрейшее сжигание топлива (wi + wa) является выгодным, так как позволяет получить выигрыш в весе ЗУР при сохранении летно-баллистических характеристик в широком диапазоне средних скоростей (500 ¸1500 м/с) и дальностей полета (15 ¸20 км).

Причем, чем совершеннее обводы планера (Сх ® min), чем меньше объем БА и плотнее выполнена компоновка маршевой ступени, т.е. чем выше ее средний удельный вес (gср) и чем меньше калибр d и коэффициент конструктивного совершенства ДУ (a), тем шире область значений - Vcp и Х max – реализации простейшей ДУ однорежимного типа.