Общие сведения о ракете 3М-14

Ракета 3М-14 входит в состав системы «Клаб». «Клаб» (Club) – ракетная система с крылатыми ракетами надводного, подводного, наземного и авиационного базирования.

· История создания

Ракетная система «Клаб» (Club) разработана и производится (основные элементы) ОКБ «Новатор» (г. Екатеринбург). Первый испытательный пуск противокорабельной ракеты (ПКР) системы, по данным СМИ, состоялся с атомной подводной лодки (АПЛ) на Северном флоте в марте 2000 г., второй - в июне того же года с дизельной подводной лодки (ДПЛ) проекта 877 Балтийского флота. Оба пуска были признаны успешными.

Первым основным элементом системы является универсальная ракета «Альфа», которая была продемонстрирована в 1993 г. (через 10 лет после начала ее разработки) на выставке вооружений в Абу-Даби и на международном авиакосмическом салоне МАКС-93 в г. Жуковский. В том же году она была принята на вооружение. [1]

По западной классификации ракета получила обозначение SS-N-27 Sizzler (от «sizzle» - шипящий звук, издаваемый кипящим на сковороде маслом). В России и за рубежом (по данным различных СМИ, справочников серии Jane's и пр.) она обозначалась как Klub, «Бирюза» (Biryuza) и «Альфа» (Alpha или Alfa).

· Назначение

Ракетная система «Клаб» предназначена для поражения надводных кораблей и подводных лодок противника всех типов при ведении боевых действий в условиях сильного радиоэлектронного и огневого противодействия.

· Состав

В состав ракетной системы «Клаб» (Club) входят ракетные (ударные ракетные) комплексы (РК) «Клаб-Н» (Club-N) и «Клаб-С» (Club-S), которые устанавливаются на надводных кораблях и подводных лодках соответственно в качестве ударного ракетного оружия.

Ракетные комплексы, в свою очередь, включают боевые средства (ракеты различного назначения, универсальная система управления - СУ, пусковые установки), а также универсальный комплекс наземного оборудования, решающий задачи технического обеспечения.

Ракеты системы во многом унифицированы между собой, но, в зависимости от предназначения и базирования, имеют различные наименования и некоторые отличия. [1]

· Ракета 3М-14

Двухступенчатая крылатая ракета для поражения наземных (береговых) целей подводного (ЗМ-14Э) и надводного (3М-14ТЭ) базирования по внешнему виду, аэродинамической схеме, габаритным характеристикам и двигательной установке аналогична ПКР ЗМ-54Э1 и имеет сходство со стратегической КР ракетного комплекса РК-55 «Гранат» (дальность стрельбы до 3000 км). Отличается фугасной (вместо проникающей) БЧ, подрыв которой осуществляется в воздухе для нанесения максимального ущерба объекту и активной радиолокационной головкой самонаведения АРГС-14Э (ОАО «Радар ММС», г. Санкт-Петербург) с высокоэффективной системой наведения ракеты на цель на конечном участке траектории полета. По этим показателям она превосходит зарубежные аналоги, в т.ч. и американскую Tomahawk, которой может быть поставлена помеха в системе спутниковой навигации GPS. При стартовой массе 2000 кг (БЧ 450 кг) и скорости полета до 240 м/с способна поражать цели на дальности до 300 км. Впервые была показана в февраля 2004 г. на 3 Международной выставке сухопутных и военно-морских вооружений «Defexpo India» (г. Дели). При ее разработке в качестве прототипа была использована стратегическая крылатая ракета "Гранат" (код НАТО SS-N-21 Sampson), предназначенной для вооружения атомных подводных лодок проекта 971, 945, 671РТМ, 667АТ и др. [1]

Таблица 1.1. Основные характеристики 3М54Э1/ТЭ1

Характеристика	Показатель
Длина, м	6,200/8,916
Диаметр, м	0, 533/0, 645
Дальность стрельбы максимальная, км	300/275
Высота полета, м на маршевом участке на конечном участке	10-20 менее 10
Максимальная скорость, М на маршевом участке на конечном участке	0,6-0,8 0,6-0,8
Масса, кг: стартовая БЧ	1780/1505 400
Система управления и наведения	инерциальная+активная СН

· Пусковые установки

Пусковыми установками для пуска всех ракет комплекса «Клаб-С» (Club-S), независимо от их назначения, являются штатные 533-мм торпедные аппараты, а ракет комплекса «Клаб-Н» (Club-N) – подпалубные унифицированные ВПУ (типа ЗС-14Э, «КБСМ», г. Санкт Петербург) модульной конструкции с индивидуальными бронированными крышками (для строящихся) или наклонные ПУ (для модернизируемых) кораблей.

· Модификации

«Клаб-М» (Club-M) наземного базирования разработан для поражения наземных и надводных целей ракетами 3М-14КЭ и 3М-54КЭ соответственно. Дальность обнаружения целей: в пассивном (активном) режиме достигает 450 (250) км, дальность стрельбы по надводным (наземным) целям - до 220 (275) км.

В состав комплекса входят самоходные пусковые установки, ракеты для поражения наземных и надводных целей, машины связи и управления, машины технического обслуживания, комплекс наземного технологического оборудования, учебно-тренировочные средства. Пусковая установка была представлена на МАКС-2007. [1]

РАСЧЕТ ДИНАМИКИ ВЫХОДА РАЕТЫ ИЗ ШАХТНОЙ ПУСКОВОЙ УСТАНОВКИ (АНАЛИТИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ)

Исходные данные

Для расчета были приняты следующие исходные данные:

Стартовый вес – 1225кг;

Длина со стартовым ускорителем – 6,4м;

Диаметр корпуса – 0,53м;

Тяга разгонного двигателя – 13800Н;

Давление в камере сгорания – 7 Па;

Диаметр критического сечения сопла – 0,039м;

Диаметр выходного сечения сопла – 0,15м;

Давление атмосферное – 99600Па.

Так как данные о топливе ракеты 3М-14 отсутствуют, то было выбрано топливо на основе перхлората аммония (68%), полиуретана (17%) и алюминия (15%).

Характеристики топлива:

Удельный импульс – 2460Н;

Газовая постоянная – 290 Дж/(кг*К);

Показатель адиабаты – 1,16;

Температура горения – 3300К. [2]

Постановка задачи

На основе схемы, изображенной на рис.2.1, разработать и определить схему расчета параметров выхода ракеты из ШПУ. Для подтверждения качества математической модели и отработки расчетного алгоритма определить один из геометрических параметров ШПУ, а именно ширину отвода газа из «подракетного» пространства и сделать выводы о реальности данного параметра.

Рисунок 2.1. Схема ШПУ с ракетой

Проектирование ШПУ

Для проектирования шахтной пусковой установки (ШПУ), требуется определить допустимые проектные параметры, которые лимитируются максимальными перегрузками на приборы системы управления и прочностью твердотопливного заряда ракеты с РДТТ.

Примем максимальную перегрузку с равной 15 [2], тогда

Таким образом, с учетом этих параметров, определим максимально допустимое значение давление в «подракетном» пространстве :

– Площадь критического сечения сопла

– Массовый расход РДТТ (примем на старте )

кг/с;

где [2].

– Площадь донного среза

– Скорость истечения газа из двигателя

;

где – давление в «подракетном» пространстве [3].

– Общая тяга ракеты с учетом давления в «подракетном» пространстве

Составим систему уравнений

;

отсюда, допустимое давление .

Составленная система уравнений и последующие уравнения решены в математическом пакете MathCAD.

Теперь, рассмотрим случай, когда объем «подракетного» пространства замкнут, т.е. выход газа из объема отсутствует (рис.2.2).

Рисунок 2.2. «Замкнутая» схема

– Начальный объем «подракетного» пространства

– Теплоемкость газа примем

;

– Температура газа в «подракетном» пространстве

где = + [2].

– Давление будем определять из условия

[4];

где , т.к. система замкнутая - примем , V – скорость выхода ракеты из ШПУ.

– Из уравнения суммы всех сил действующих на ракету , определим V

;

– Соответственно, высоту вертикального выхода ракеты из ШПУ будем определять из уравнения

;

– Составим систему уравнений

Примем .

Решая данную систему уравнений, построим график изменения давления от времени (рис.2.3) и определим максимальное значение давления.

t, c

p, Па

Рисунок 2.3. Диаграмма

Остальные графики изменения параметров выхода ракеты от времени выглядят следующим образом

t, с

V, м/с

Рисунок 2.4. Диаграмма

P, Н

t, с

Рисунок 2.5. Диаграмма

t, с

T₂, K

Рисунок 2.6. Диаграмма

t, с

H, м

Рисунок 2.7. Диаграмма

U _ист, м/с

t, с

Рисунок 2.8. Диаграмма

t, с

n _x

Рисунок 2.9. Диаграмма

Из графика видно, что при t=0.0135секунд будет достигнуто максимальное давление в ШПУ .

Из расчета было определено, что , поэтому необходимо снизить давление за счет установки дополнительного выхода газа из «подракетного» пространства (рис.2.10).

Рисунок 2.10. Схема ШПУ с отводом газа

Проведем расчет при t=0.0135с, добавив в уравнение

массовый расход отвода газа из «подракетного» пространства. Получим

В результате решения получим, что допустимый массовый расход отвода кг/с.

Определив допустимый массовый расход отвода, спроектируем оптимальное сечение отвода.

Расчет будем проводить также, при t=0.0135с.

Исходные данные для расчета, полученные при нахождении :

все остальные параметры указаны в общих исходных данных.

Примечание: Для определения динамического коэффициента газа в данном расчете используются данные воздуха, так как эти параметры одного порядка, а расчет является приблизительным.

– Определим среднюю плотность газа из уравнения Менделеева-Клайперона

– Динамический коэффициент вязкости из формулы Милликена

[5];

– Кинематический коэффициент вязкости

(1)

– Площадь выходного сечения отвода газа

(2)

– Для определения числа Re, найдем осредненную по всему объему скорость газа

(3)

– Число Рейнольдса Re

(4)

– Из закона сопротивления Блазиуса, найдем параметр трения

(5)

– Формула Пуайзеля для труб с некруглым поперечным сечением

, [6]

где – коэффициент сопротивления, отнесенный к гидравлическому диаметру; U – смоченный периметр.

Решая систему уравнений (1) – (5), получим, что d₂= 0.586м, т.е. зазор равен 8 мм.

Выводы:

Необходимо отметить, что расчет был проведен в программе MathCAD в интегральной форме с помощью блока Given-Find. Выявлено, что расчет данной модели достаточно неустойчив, т.к. число сложных нелинейных уравнений в системе стремится к числу, при котором MathCAD может давать сбои (5-7 уравнений) [24]. Поэтому, необходим подбор параметров расчетной схемы, таких как точность (TOL) и, в особенности, начальные приближения искомых величин. При расчете удалось добиться небольшой погрешности из-за вычислительной схемы Δ_max=0.05% (рис.2.11).

Для сравнения был проведен расчет в дифференциальной форме используя метод Рунге-Кутта, который, как и предполагалось, показал еще большую неустойчивость расчета и, как результат, большую погрешность (Δ_max=23%) (рис.2.12). Так как в системе решаются сложные дифференциальные уравнения с быстро изменяющимися и осцилирующими функциями, то здесь проявилась сложность с подбором расчетного шага. Поэтому, данная расчетная схема в экстремумах функции дала максимальные погрешности.

На основании изложенного, была выбрана математическая модель, записанная в интегральной форме.

t, с

Δ, %

Рисунок 2.11. Диаграмма погрешности вычислений в интегральной модели

Δ, %

t, с

Рисунок 2.12. Диаграмма погрешности вычислений в дифференциальной модели

Примечание: Погрешность вычислений Δ, определялась из уравнения давлений

– для интегральной схемы

;

– для дифференциальной схемы

Из рис.2.12 видно, что при 0,02 секунды погрешность максимальна (23%), что говорит о том, что параметр p(t) в данной точке не отражает действительность (рис.2.13), а значит, говорит о не пригодности дифференциальной схемы в данном случае.