CC BY
4Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск № 62 www.mai.ru/science/trudy/
УДК 623.451.8.054.93
Использование априорной информации об аэродинамическом нагружении ракеты для обеспечения безопасности отделения
М.Н. Правидло, Е.О. Кузнецова
Аннотация
В работе рассматривается разработка алгоритма формирования начальных сигналов на борту самолета-носителя, передаваемых в инерциальную систему управления ракеты.
Ключевые слова
система отделения ракеты; авиационная управляемая ракета; самолет-носитель; безопасность отделения; аэродинамическая интерференция; относительные траектории
Введение
В процессе разработки авиационных управляемых ракет (АУР) класса «воздух-воздух» должна быть учтена необходимость выполнения одного из основных требований -обеспечение тактического старта АУР без наложения ограничений на режимы полета самолета-носителя (СН).
Под обеспечением старта понимается обеспечение безопасности отделения АУР от СН как в части исключения соударения с носителем стартовавшей ракеты, так и пространственной стабилизации этой ракеты к моменту начала ее наведения на цель.
Технические решения, которые позволяют обеспечить старт АУР, носят комплексный характер, поскольку определяют существенные параметры всех объектов, составляющих систему отделения ракеты, а именно, систему «носитель - пусковая установка - ракета». К таким параметрам относятся [1]:
1. для носителя - линейные и угловые координаты ракеты в ее транспортном положении;
2. для пусковой установки - приобретаемые ракетой за счет движения на пусковой установке приращения линейных и угловых координат и скоростей;
3. для ракеты - структура и настройки системы стабилизации на участке полета АУР в окрестности СН, а также предварительные отклонения рулей и перегрузки ее увода от носителя, которые задаются системой управления после схода ракеты с пусковой установки.
Третья группа параметров используется в случае, когда недостаточно двух первых групп. Такая ситуация возникает весьма часто, поскольку параметры размещения ракеты на СН, а также параметры контура стабилизации (КС) формируются в результате многофакторного анализа эффективности авиационного боевого комплекса, в процессе проведения которого фактор обеспечения безопасности отделения является одним из многих.
Используя априорную информацию о характеристиках аэродинамической интерференции АУР и СН, представляется возможным обеспечить в подобных случаях безопасные относительные траектории АУР и сохранение ее пространственной устойчивости на всех режимах боевого применения СН с помощью разработанного специального алгоритма формирования начальных сигналов на борту СН, передаваемых в инерциальную систему управления АУР.
Передаваемые начальные сигналы являются сигналами управления, поступающими в автопилот АУР для отработки отклонения рулей с целью обеспечения:
— предварительного отклонения рулей в канале крена и в продольных каналах КС;
— формирования сигнала на создание перегрузки увода в продольных каналах КС.
В соответствии с указанным алгоритмом реализуются следующие величины предварительных отклонений рулей 3 и уводящих перегрузок п при старте АУР с СН:
8х1д =5х1д (а1, ) 31дд = 31д > ^) 3пд =3тд ,)
П6а1 = П6а1 (<*{ , ) П6а11 = П6а11 , ) ,
где: 3 -предварительное отклонение рулей в канале крена; 3/Ир, 3и - предварительное отклонение рулей в продольных каналах КС;
пув1, п п - перегрузки увода в продольных каналах КС; ан - угол атаки СН,
- номер точки подвески АУР на СН.
Формирование алгоритма предварительных отклонений рулей основано на результатах сравнительного анализа априорной информации о характеристиках аэродинамической интерференции АУР и аэродинамических характеристик изолированной АУР, проводимого на наиболее напряженном с точки зрения обеспечения безопасности отделения режиме полета СН. С учетом числа М, характеризующего этот режим, строятся зависимости коэффициента аэродинамического момента m из (двух продольных m уиз , mz из и одного поперечного mx из) изолированной АУР от угла атаки при различных значениях углов поворота 5 рулевых поверхностей. Каждая из указанных зависимостей сравнивается с зависимостью соответствующего момента аэродинамической интерференции mинт(a), построенной для удобства проведения анализа с обратным знаком. На рисунке 1 для примера показаны графики продольных моментов mz из(а) изолированной ракеты с нанесенным на них графиком интерференционного момента mzинт(a), построенного с обратным знаком.
т.
-0,2
-0,3
-0,4
-0,5
1 а 1 5 2 3--------------
"""
а, град
— тг„з(5=0") т2„з(5=10°)
— т2ИЗ(б=20")
— «^„,(6=30")
т7 них
Рис. 1. Характеристики аэродинамического продольного момента АУР для ее изолированного состояния и в присутствии СН
Алгоритм формирования перегрузок увода АУР в продольных направлениях основан на использовании априорной информации о зависимостях от угла атаки коэффициентов
аэродинамических сил интерференции, действующих на АУР в направлении продольных осей Уи Ъ связанной с ней системы координат.
В результате сформированный на основе проведенного анализа алгоритм проверяется на его эффективность математическим моделированием пространственного движения АУР при ее старте с СН на режиме его полета с рассмотренным числом М, а также с другими значениями числа М из диапазона режимов полета СН, на которых представляется проблематичным обеспечение безопасности отделения только за счет параметров СН и пусковой установки.
В качестве примера рассмотрим старт ракеты средней дальности. В процессе моделирования отделения АУР от СН на малых числах М с помощью параметров СН и пусковой установки удается обеспечить несоударение стартовавшей ракеты с носителем, а также ее стабилизацию. Однако на сверхзвуковом режиме полета СН при больших значениях перегрузки п и угла атаки носителя ан траектория относительного движения АУР и СН становится неприемлемой. Кроме того, происходит «раскачка» АУР по крену.
На рисунках 2 - 5 приведены графики, характеризующие движение АУР в процессе ее отделения на режиме полета СН Н = 20 км, М = 2,4, ан = 15 град.
а,,град 5,,град
ео
30
20
■10
-20
1 0 1 / 0 2 0 3 0 4 0 5 0 6 \о,
Ъ С
—8,
Рис. 2. Угол атаки ракеты и угол отклонения рулей в первом (продольном) канале
а „ , град 6 „, град
Рис. 3. Угол атаки ракеты и угол отклонения рулей во втором (продольном) канале
шх, град/с --
10-5 ,„, град
•600 ■800
Юх —Ю-51П
Рис. 4. Угловая скорость крена и угол отклонения рулей АУР в канале кренапри
отделении
■ ОТН » ^ ОТН'м
1 ^
-12 ■
X
о ги' 1
—У отн —Ъ отн
Рис. 5. Траектория отделения АУР относительно СН
Как видно из графиков, рули не способны компенсировать рост канальных углов атаки и обеспечить стабилизацию в канале крена. Кроме того, имеет место небезопасная траектория относительного движения АУР.
На рисунках 6 - 9 приведены характеристики движения АУР на рассматриваемом режиме, полученные с использованием предварительных отклонений рулей и уводящей перегрузки.
Рис. 6. Угол атаки ракеты и угол отклонения рулей в первом (продольном) канале
Рис. 7. Угол атаки ракеты и угол отклонения рулей во втором (продольном) канале
Рис. 8. Угловая скорость крена и угол отклонения рулей АУР в канале крена при
отделении
■ ОТН' " ^ ОТН' м
-е— ! 1 1 а 1 2 1
-8—
—У отн —Z отн
Рис. 9. Траектория отделения АУР относительно СН Выводы и рекомендации
В результате сравнительного анализа двух вариантов отделения АУР с СН можно сделать следующий вывод. Использование алгоритма формирования начальных сигналов позволило обеспечить безопасную относительную траекторию отделения АУР от СН, а также стабилизировать ракету к моменту ее наведения на цель.
Однако применение данного алгоритма должно быть основано на достоверных сведениях об аэродинамических интерференционных силах и моментах, действующих в процессе старта на ракету вблизи СН. В противном случае задание предварительных отклонений рулевых поверхностей и перегрузок увода может не компенсировать интерференционные воздействия, а усилить их, в результате чего возможна потеря ракеты и самого носителя.
Основным методом получения априорной информации в настоящее время остается эксперимент по совместным продувкам в аэродинамических трубах моделей СН и АУР. Однако, следует признать, что вследствие различных сложностей проведения интерференционных исследований в аэродинамической трубе (АДТ) (например, в АДТ Т-103, Т-106, Т-108, Т-109 ЦАГИ) погрешности в определении коэффициентов аэродинамической интерференции по сравнению с полученными по результатам анализа
летных испытаний составляют 20%...50% - особенно при малых значениях угла ан атаки СН в диапазоне его скорости М = 0,8...2,35 и больших ан при М < 0,6. Сложности в получении
по результатам трубного эксперимента достоверных интерференционных характеристик связаны со следующими обстоятельствами:
- ограниченные размеры рабочей части АДТ, что вынуждает исследовать интерференционное влияние моделей СН и АУР малого 1:9... 1:12 масштаба изготовления;
- наличие упругих составляющих перемещений моделей, вызванных деформацией модели СН и стенда задания положения модели АУР;
- несоответствие между жесткостями СН и его модели;
- несоответствие между числами Re в натурном и трубном процессах;
- отсутствие струи двигателя АУР при продувках в АДТ.
Поэтому чрезвычайно важно уточнять характеристики аэродинамической интерференции по результатам натурных испытаний АУР [2] с целью корректировки математической модели интерференции АУР и СН, используемой для исследования движения АУР в окрестности СН.
Библиографический список
1. Правидло М.Н. Комплексный анализ системы старта и отделения авиационных управляемых ракет // Вестник МАИ. 2010. Т.17. №4. С. 17 - 25.
2. Правидло М.Н. Методика идентификации характеристик аэродинамической интерференции при анализе материалов летных испытаний // Труды МАИ. 2010. Вып. 37.
Сведения об авторах
Правидло Михаил Натанович, профессор Московского авиационного института (национального исследовательского университета), д.т.н. МАИ, Волоколамское ш.,4, Москва, А-80, ГСП-3, 125993; тел.: 8(499)740-85-96
Кузнецова Елена Олеговна, инженер-математик ОАО «ГосМКБ «Вымпел» им. И.И. Торопова»,
Волоколамское шоссе, 90, Москва, 125424; e-mail: alenka_elenka@inbox.ru
