CC BY
32
The issue of rational selection of technical means to ensure the complex safety of the protected object is considered due to the generated set in compliance with tactical, technical and economic restrictions. Method of selection of technical means for construction of physical protection systems of an object is proposed.
Key words: physical protection system, comprehensive security, protectedfacility.
Pushkaryov Aleksander Mikhailovich, candidate of technical sciences, professor, alex.pushkarev2018@yandex.ru, Russia, Perm, the Perm Military Institute of the National Guard's Forces of the Russian Federation,
Zdorovtsov Anatoly Gennadevich, postgraduate, zdorovtsovag@list. ru, Russia, Perm, the Perm Military Institute of the National Guard's Forces of the Russian Federation
УДК 531.55
ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ И ПРОЕКТНО-ФУНКЦИОНАЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ВОЗДУХОЗАБОРНЫМ УСТРОЙСТВАМ
ВВ. Ветров, ВВ. Морозов, АС. Федоров, АС. Оськин, НС. Чулков, П.Д. Шилин
Рассмотрены четыре конструкции воздухозаборных устройств, разработанные для внедрения прямоточного воздушно-реактивного двигателя в состав телескопически трансформируемого управляемого артиллерийского снаряда. Получены дроссельные характеристики методами вычислительной газовой динамики для предложенных вариантов воздухозаборных устройств при различных скоростях набегающего потока и проведено сравнение.
Ключевые слова: воздухозаборное устройство, трансформируемый управляемый артиллерийский снаряд, ракетно-прямоточный двигатель, дроссельная характеристика, дальность полета.
Повышение баллистической эффективности (увеличение дальности полета при неизменных ГМХ и массе полезной нагрузки) на современном этапе развития является одной из наиболее актуальных для управляемых артиллерийских снарядов (УАС). Максимальные дальности полета для неуправляемого снаряда сегодня составляют порядка 70 км [1, 2].
Одним из вариантов увеличения дальности полета является использование прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), одним из ключевых элементов конструкции которых является воздухозаборное устройство (ВЗУ). ВЗУ играет важную роль при интеграции ПВРД в состав ЛА, специфическая компоновка при этом не позволяет использовать классические решения с носовым, либо боковым ВЗУ наиболее рациональной геометрии.
Использование РПД возможно благодаря силовому импульсу продуктов сгорания метательного заряда. Снаряд приобретает начальную (дульную) скорость для последующей его работы. Применение РПД на УАС следует считать одним из перспективных направлений для увеличения их дальности, но в данный момент применение РПД на малогабаритных ракетах затруднено [3, 4]. В наши дни известны только конструкции УАС с РДТТ.
Жесткие габаритные ограничения осложняют использование РПД в связи трудностью размещения на борту ЛА камеры дожигания необходимого удлинения [5]. На протяжении всего полета УАС имеет избыточный запас прочности планера, из-за высоких стартовых перегрузок, в то время как для реализации высокоэффективного
66
ПВРД, либо его разновидности, ракетно-прямоточного двигателя (РПД), необходима камера дожигания достаточного размера. Известен вариант летательного аппарата (рис. 1) активно-реактивного старта с формируемым на базе полетной трансформации ракет-но-прямоточным двигателем, рассмотренный в [6], часть обечайки в котором разделена на наружную и внутреннюю. Наружная имеет возможность осевого перемещения относительно внутренней с последующей фиксацией в раскрытом положении.
Приведенные конструкции являются вариантами реализации трансформируемого УАС с РПД в габаритах штатного неуправляемого снаряда. Известен также вариант УАС с РПД с увеличением габаритов без использования полетной трансформации, рассмотренный в [7]. Это положительно влияет на простоту конструкции, а также позволяет находить более эффективные решения в области ВЗУ. Однако, расположить камеру дожигания достаточного объема невозможно. Поэтому целесообразно рассмотреть возможность реализации размещения РПД с использованием полетной трансформации на УАС увеличенных габаритов.
Рис. 1. УАС с РПД с телескопически трансформируемым корпусом
[Патент Яи 2486452]
Специфика компоновки УАС заключается в том, что при внедрении в их состав РПД особая роль отводится ВЗУ. Характеристики ВЗУ часто имеют обратно-пропорциональную зависимость, что затрудняет его исследования. Основными параметрами ВЗУ являются коэффициент восстановления полного давления, коэффициент расхода воздуха и коэффициент дополнительного аэродинамического сопротивления. Важно учесть, что увеличение коэффициента восстановления полного давления сопровождается повышением коэффициента дополнительного аэродинамического сопротивления, в то же время повышение коэффициента расхода на нерасчетных режимах может негативно сказаться на коэффициенте восстановления полного давления в области расчетных чисел Маха. Таким образом, при переменных внешних условиях полета, характерных для УАС, сложно выбрать критерий оценки эффективности ВЗУ. Целесообразно в качестве такового использовать в дальности полета. Исходя из вышеизложенного, возможно сформулировать цель проведенного исследования, которая заключалась в определении рациональной конфигурации ВЗУ трансформируемого в полете УАС увеличенного габарита с точки зрения обеспечения максимальной дальности полета.
Для достижения обозначенной цели решались следующие основные задачи:
- синтезировать ряд вариантов ВЗУ для трансформируемого УАС с РПД;
- определить характеристики ВЗУ с использованием методов вычислительной газовой динамики;
- оценить дальность полета УАС с РПД с рассматриваемыми вариантами ВЗУ;
- провести анализ полученных результатов и выделить наиболее предпочтительную конфигурацию ВЗУ.
Оценки аэродинамических характеристик ракет проводились с использованием известных инженерных методик [8]. Определение дроссельные характеристики ВЗУ осуществлялось с привлечением методов вычислительной газовой динамики на базе
осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, замкнутых стандартной к-г моделью турбулентности и численно реализованных с использованием метода конечных объемов. При этом рассмотрены четыре конфигурации ВЗУ:
4-х канальный ВЗУ без слива пограничного слоя с внутренним сжатием (рис. 2, а);
4-х канальный ВЗУ без слива пограничного слоя (рис. 2, б);
6-ти канальный ВЗУ со сливом пограничного слоя (рис. 2, в);
4-х канальный ВЗУ без слива пограничного слоя с профилированным горлом (рис. 2, г).
В рамках параметрического синтеза проанализированы различные геометрические характеристики ВЗУ и оценено их влияние на дроссельные характеристики.
Поскольку по предварительным расчетам диапазон скоростей полета для участка работы РПД составляет М=2,5...1,5, а ВЗУ необходимо проектировать под конкретную скорость, в качестве характерной скорости, на которую будет рассчитано ВЗУ, выбрано средние значение числа Маха 2.
На рис. 3 - 6 приведены поля скоростей для различных противодавлений со стороны камеры дожигания. На режимах от «зуда» до помпажа виден ярко выраженный пограничный слой в области внешнего сжатия.
Рис. 2. Основные геометрические параметры вариантов ВЗУ со сливом пограничного слоя и без него: а - 4-х канальный ВЗУ без слива пограничного слоя с внутренним сжатием; б - 4-х канальный ВЗУ без слива пограничного слоя; в - 6-ти канальный ВЗУ со сливом пограничного слоя; г - 4-х канальный ВЗУ без слива пограничного слоя
с профилированным горлом
зуд
а=().41. ф=0.492 - 2.2
■
Рис. 3. Поля скоростей для 6-ти канального ВЗУ со сливом пограничного слоя при различных противодавлениях со стороны камеры дожигания и скорости невозмущенного потока М^=2
Как следует из рис. 3-6, структура течения во всех вариантах ВЗУ без слива пограничного слоя менее четкая, скачки уплотнения в большей степени размыты, ярко выражен пограничный слой в области внешнего сжатия.
Как видно из графиков дроссельных характеристик (рис. 7), представленных вариантов конструкций ВЗУ, наилучшими параметрами обладает вариант 4-х канального ВЗУ без слива пограничного слоя с профилированным горлом. Данный вариант име-
68
ет более высокие значения коэффициента расхода воздуха при сохранении допустимых значений коэффициента восстановления давления, что в свою очередь оказывает влияние на дальность полета.
помпаж
Рис. 4. Поля скоростей в 4-х канальном не профилированном ВЗУ без слива пограничного слоя при различных противодавлениях со стороны камеры дожигания и скорости невозмущенного потока Мж=2
помпаж
Рис. 5. Поля скоростей в 4-х канальном ВЗУ без слива пограничного слоя с внутренним сжатием при различных противодавлениях со стороны камеры дожигания и скорости невозмущенного потока Мж=2
помпаж
Рис. 6. Поля скоростей в 4-х канальном ВЗУ без слива пограничного слоя с профилированным горлом при различных противодавлениях со стороны камеры дожигания и скорости невозмущенного потока М«=2
Рис. 7. Дроссельные характеристики для рассмотренных вариантов ВЗУ: а - 4-х канальный ВЗУ без слива пограничного слоя с внутренним сжатием; б - 4-х канальный ВЗУ без слива пограничного слоя; в - 6-ти канальный ВЗУ со сливом пограничного слоя; г - 4-х канальный ВЗУ без слива пограничного слоя
с профилированным горлом
В варианте со сливом пограничного слоя при работе на нерасчетном режиме в области сжатия образуется застойная зона, которая оказывает негативное влияние на систему скачков в области сжатия. В то время как 4-х канальное ВЗУ без слива пограничного слоя с профилированным горлом забирает весь приходящий поток и имеет четко выраженную вертикальную ветвь, чем аналогичный ВЗУ без профилированного горла, что способствует более стабильной работе воздухозаборника. Однако в ВЗУ с внутренним сжатием перед входом образуется застойная зона, которая препятствует проходу всего потока в канал заборника, что отрицательно сказывается на коэффициентах восстановления давления и расхода воздуха. В связи с этим представляется целесообразным сосредоточить внимание именно на конструкции 4-х канального ВЗУ без слива пограничного слоя с профилированным горлом.
Список литературы
1. Электронный информационный ресурс Army Guide [Электронный ресурс] URL: http://www.army-guide.com/rus/ (дата обращения: 10.02.2020).
2. Бабичев В.И., Ветров В.В., Елесин В.П., Коликов А.А., Костяной Е.М., Способы повышения баллистической эффективности артиллерийских управляемых снарядов // Известия РАРАН. Вып. №65, 2010. С. 3-9.
3. Смирнов В.Е., Темляков О.И., Основные направления развития артиллерийских высокоточных боеприпасов автономного применения // Оборонная техника, 2003. N1-2. С. 20-29.
4. Ветров В.В., Морозов В.В., Клевенков Б.З., Основные направления повышения энергобаллистической эффективности управляемых артиллерийских снарядов // Известия РАРАН, 2010. Выпуск №65. С. 33-39.
5. Костяной Е.М., Повышение баллистической эффективности летательных аппаратов путем оптимизации их конструктивных параметров // Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск №45. 15 с.
6. Дикшев А.И., Костяной Е.М., Летательный аппарат активного старта с формируемым на базе полетной трансформации ракетно-прямоточным двигателем // Современные проблемы науки и образования, 2013. Выпуск №4. С. 55-60.
7. Оськин А.С. Анализ характеристик воздухозаборных устройств кормового расположения, выполненных в габаритах ЛА // Наука будущего - наука молодых: Сб. тезисов III Всероссийского научного форума. Нижний Новгород: Инконсалт. К, 2017. Т.1. С. 220-225.
8. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Государственное научно-техническое издательство ОБОРОНГИЗ, 1962. 549 с.
Ветров Вячеслав Васильеви, д-р техн. наук, профессор, benzema1992@mail.ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Морозов Виктор Викторович, канд. техн. наук, доцент, benzema1992@mail. ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Чулков Никита Сергеевич, инженер-конструктор, 2 категория, benzema1992@mail.ru, Россия, Тула, АО «КБП»,
Шилин Павел Дмитриевич, инженер-конструктор, 2 категория, shilinpavel1994 a mail.ru, Россия, Тула, АО «КБП»,
Оськин Артем Сергеевич, инженер-конструктор, 1 категория, OAS2009@bk.ru, Россия, Тула, АО «КБП»,
Федоров Алексей Сергеевич, инженер-конструктор, 1 категория, Merck71 93@mail.ru, Россия, Тула, АО «КБП»
BASIC DESIGN AND DESIGN AND FUNCTIONAL REQUIREMENTS FOR AIR INTAKE DEVICES
V.V. Vetrov, V.V. Morozov, A.S. Fedarov, A.S. Oskin, N.S. Chulkov, P.D. Shilin
Four designs of air intake devices developed for the introduction of a ramjet engine into a telescopically transformable guided artillery shell are considered. Throttle characteristics are obtained by computational gas dynamics methods for the proposed variants of air intake devices at different speeds of the incoming flow and a comparison is made.
Key words: air intake device, transformable guided artillery shell, ramjet engine, throttle response, flight range.
Vetrov Viacheslav Vasilievich, doctor of technical sciences, professor, benzema1992/a mail. ru, Russia, Tula, Tula State University,
Morozov Viktor Viktorovich, candidate of technical sciences, docent, benzema1992aimail. ru, Russia, Tula, Tula State University,
Chulkov Nikita Sergeevich, design engineer, category 2, benzema1992aimail. ru, Russia, Tula, JSC «KBP»,
Shilin Pavel Dmitrievich, design engineer, category 2, shilinpavel1994aimail. ru, Russia, Tula, JSC «KBP»,
Oskin Artem Sergeevich, design engineer, category 1, OAS2009a bk.ru, Russia, Tula, JSC «KBP»,
Fedorov Aleksey Sergeevich, design engineer, category 1, Merck71 93@mail.ru, Russia, Tula, JSC «KBP»
