книги из ГПНТБ / Учебник механика военно-воздушных сил ракетное вооружение

место промахи, т. е. пролеты ракет на некотором ра£- стоянии от цели. Возникает вопрос, возможно ли вообще исключить промахи и добиться абсолютной точности стрельбы. Оказывается, что это сделать в принципе воз­ можно. Чтобы убедиться в этом, рассмотрим причины, приводящие к рассеиванию как неуправляемых, так и управляемых ракет.

Причин рассеивания неуправляемых ракет очень мно­ го. Их можно разделить на три большие группы: возму­

ние которых на полет неуправляемой ракеты выражает­ ся в виде изменения сил и моментов, действующих на ракету в полете. Это случайные отклонения сил веса, газодинамических и. аэродинамических сил от расчетных значений, обусловленные различными факторами: неточ­ ностью изготовления ракеты, отклонением в дозировке и химическом составе 'топлива, влиянием влажности и температуры окружающей среды, возмущениями воздуш­ ной среды, помехами в аппаратуре систем управления, приводящими к случайным колебаниям рулей; и т. п.

Ошибки прицеливания при стрельбе неуправляемыми ракетами также приводят к рассеиванию ракет. Ошибки прицеливания могут быть вызваны неточностью ввода в прицел исходных данных, неточностью вычисления об­ работки вычисленных данных. Совершенно ясно, что

.ошибки прицеливания не могут быть устранены после пуска неуправляемых ракет.

Точность неуправляемых ракет существенно зависит от маневра цели. Движение неуправляемой ракеты после пуска до попадания в цель длится определенное время. В течение этого времени цель перемещается в простран­ стве на некоторое расстояние. Чтобы неуправляемая ракета попала в цель, необходимо определить точку, в которой окажется цель через время, требуемое для поле­ та неуправляемой ракеты. Следовательно, необходимо предсказать движение цели на время полета ракеты по наблюдению за целью в предыдущие моменты времени. Это предсказание можно осуществить, предположив, что цель будет двигаться начиная с некоторого момента определенным образом. Если действительное движение

цели будет отличаться от предполагаемого движения, то возможны промахи.

150

Управляемые ракеты в отличие от неуправляемых ра­ кет способны устранять действие возмущений, ошибки прицеливания и учитывать реальный маневр цели. В этом и состоит преимущество применения управляе­ мых ракет. Казалось бы, устранив все причины, приво­ дящие к рассеиванию неуправляемых ракет, следует ожидать, что управляемые ракеты будут иметь абсолют­ ную точность стрельбы. Однако это не так. Рассеивание управляемых ракет, кроме перечисленных причин, обус­ ловлено инерцией ракеты и аппаратуры системы управ­ ления, а также ошибками работы системы управления.

Свойство инерции ракеты и системы управления про­ является в том, что нельзя мгновенно устранять ошибки прицеливания или результат действий какого-либо воз­ мущения. Если в момент пуска ракеты вследствие оши­ бок прицеливания принятый метод наведения не выпол­ няется, то для вывода ракеты на принятый метод наве­ дения требуется определенное время. Так как полет ракеты кратковременен, то возможен неполный выбор начальных ошибок пуска, и в результате появляется промах ракеты.

Ошибки системы управления сказываются в том, что параметры управления измеряются неточно. Причинами ошибок системы управления в основном являются поме­ хи. Различают естественные и искусственные помехи. Естественные помехи обусловлены естественными усло­ виями, природой происходящих явлений. Искусственные помехи — специально организуются противником с целью помешать нормальной работе систем управления ракет и тем самым резко увеличить рассеивание ракет. Учет действия как естественных, так и искусственных помех на работу систем управления и выработка определенных мер, ослабляющих действие этих помех, т. е. повышаю­ щих помехозащищенность систем управления, являются одной из важнейших задач обеспечения высокой эффек­ тивности стрельбы.

Изложенное показывает, что промах ракеты обуслов­ ливается многочисленными факторами. Случайность про­ маха еще не означает, что отсутствует закономерность при стрельбе. Опыт показывает, что если произвести стрельбу большим количеством ракет (управляемых или неуправляемых), то промахи будут подчиняться опреде­ ленным закономерностям. Предположим, что по некото­

151

рой цели Ц (рис. 90) производится стрельба ракетами. Вследствие различных причин, рассмотренных выше, будет иметь место рассеивание. На рис. 90, а это рассеи­ вание условно изображено в виде большого числа точек. Промах при каждом выстреле можно определить как

Рис. 90. Рассеивание ракет:

и - картина рассеивания; б — среднее квадратическое отклонение

расстояние от точки, соответствующей попаданию раке­ ты при данном выстреле, до точки цели. Из приведенного рисунка следует, что, во-первых, существует некоторый центр рассеивания т, относительно которого группи­ руются все точки, и, во-вторых, имеется определенная закономерность распределения густоты точек относитель­ но центра рассеивания. Расстояние от цели до центра

меньше математическое ожидание промаха, тем выше точность стрельбы.

Если средний промах равен нулю, то рассеивание будет обязательно. Поэтому при стрельбе одной или не­ большим числом ракет цель может быть не поражена.

Для количественной оценки рассеивания относитель­ но математического ожидания в теории вероятностей ис­ пользуется определенная мера — с р е д н е е к в а д р а ­

152

Г л а в а 6

КОНСТРУКЦИЯ РАКЕТ

§ 6.1. КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ

Все элементы и устройства ракеты размещаются в корпусе, который несет на себе крылья, оперение и руле­ вые органы. Наиболее жесткие требования предъявляют­ ся к размещению аппаратуры управления, местоположе­ ние которой зависит от типа системы управления и ме­ тода наведения. Так, в системах самонаведения, наибо­

в носовой части корпуса, около которого обычно распо­ лагается и остальная аппаратура управления. И наобо­ рот, в системе телеуправления требуется расположение антенны и радиоаппаратуры в хвостовой части корпуса.

Боевая часть и взрывательное устройство распола­ гаются так, чтобы получить при взрыве ракеты наиболь­ ший эффект. Опыт показал, что осколочно-фугасные и ядерные боевые части и их взрывательные устройства (радиолокационные и оптические) могут практически располагаться в любом месте корпуса ракеты.

Двигательная установка размещается таким образом, чтобы при выгорании топлива центр массы ракеты имел наименьшее перемещение. Это необходимо для обеспе­ чения хорошей устойчивости и управляемости ракеты в

154

корпуса отвод газов может производиться через боко­ вые сопла, устанавливаемые под некоторым углом к оси: ракеты, или через специальную трубу, заканчивающуюся! центральным соплом в хвостовой части ракеты.

Размещение рулевых приводов в первую очередь за­ висит от выбранной аэродинамической схемы. Так, в схе­ ме «утка» (рис. 20,6) рулевой привод обычно распола­ гается в передней части корпуса за системой управле­ ния, если ракета самонаводящаяся, или за боевой ча­ стью, если ракета телеуправляемая. При нормальной схеме (рис. 20, а) рулевой привод обычно размещается в хвостовой части ракеты, однако в этом случае возни­ кают затруднения с выводом пороховых газов через цен­ тральное сопло. Задача может быть решена примене­ нием боковых сопел или специальной выводной трубы, соединяющей сопло с камерой. При нормальной аэроди­ намической схеме размещение рулевых приводов впереди двигателя требует введения специальных тяг для связи приводов с рулями, что связано с большими трудностя­ ми, возникающими при компоновке самих рулей. В ка­ кой-то мере этим объясняется сравнительно небольшое распространение данной аэродинамической схемы в ра­ кетах класса «воздух — воздух».

В ракете с поворотными крыльями рулевые приводы располагаются в средней части корпуса, в непосредст­ венной близости от центра массы ракеты.

Расположение приводов органов стабилизации по крену зависит от типа этих органов. Если стабилизация по крену осуществляется посредством дифференциально­ го управления рулями или поворотными крыльями, то соответствующие приводы располагаются с приводами рулей в одном отсеке. При элеронной стабилизации при­ воды элеронов размещаются в районе расположения крыла. Роллероны располагаются непосредственно на крыльях или стабилизаторе.

Из сказанного выше видно, что на компоновку раке­ ты заметное влияние оказывает выбранная аэродинами­ ческая схема. Наибольшее распространение в ракетах класса «воздух — воздух» получили схема «утка» и нор­ мальная схема. Указанные схемы создают широкие воз­ можности для рациональной компоновки элементов ра­ кеты и обладают хорошими аэродинамическими качест­ вами.

155

Рассмотрим примеры возможной компоновки управ ляемых ракет класса «воздух — воздух» с различными системами управления и аэродинамическими схемами.

На рис. 91 приведена самонаводящаяся ракета с инфракрасным координатором цели, выполненная по аэродинамической схеме «утка». В качестве органов ста-

Рис. 91. Компоновка самонаводящейся ракеты, выполненной по схе­ ме «утка»:

1 — отсек, где размещены инфракрасный координатор цели и аппаратура управ­ ления; 2 — отсек рулевого привода; 3 — отсек, где размещена боевая часть; 4 — отсек взрывателя; 5 — отсек двигателя

билизации в ракете применены роллероны, размещенные на консолях крыльев. В носовом отсеке 1 размещены инфракрасный координатор цели и аппаратура управле­ ния, в отсеке 2 располагается рулевой привод, работаю­ щий на горячем газе, и пороховой аккумулятор давле­

ке 5 — пороховой реактивный двигатель, на корпусе ко­ торого укреплены крылья.

В качестве источника электрической энергии в ракете применен генератор переменного тока, турбина которого приводится в действие горячими газами, вырабатывае­ мыми пороховым аккумулятором давления. Генератор размещен в рулевом отсеке.

Особенностью компоновки ракеты является автоном­ ность основных ее отсеков. Так, первый и второй отсеки не связаны с другими отсеками ни электрическими связя­ ми, ни трубопроводами, ни механическими тягами. Нет также подобных связей и между другими элементами ракеты. Отсеки взаимозаменяемы и соединяются между собой простыми и надежными стыковочными соедине­ ниями, обеспечивающими быструю сборку ракеты.

На рис. 92 показана компоновочная схема ракеты, имеющей радиолокационную полуактивную систему само­ наведения. Аэродинамическая схема — с крестообразно

156

расположенными поворотными крыльями и неподвижным хвостовым оперением (стабилизатором). Корпус состоит из шести отсеков, соединяемых между собой сухарными соединениями. В отсеке 1 помещается радиолокационный координатор цели, в отсеках 2 и 3 — аппаратура управ-

Рис. 92. Компоновка самонаводящейся ракеты с поворотными крыльями:

Рис. 93. Компоновка самонаводящейся ракеты, выполненной по нормальной аэродинамической схеме:

динамической схеме с крестообразными крыльями и ру­ лями. Корпус состоит из пяти отсеков. В носовом отсе­ ке 1 помещен координатор цели, в отсеке 2 — аппаратура управления, в отсеке 3 — боевая часть, камера ПРД и пневматические рулевые приводы, в отсеке 4 — торовый баллон для сжатого воздуха, расположенный вокруг

157

трубы, соединяющей камеру двигателя с соплом, и в от­ секе 5 — сопло, а на поверхности — плоскости рулей. Вдоль отсеков 3 и 4 с наружной стороны корпуса в об­ текателях размещены: электропроводка, пневмопроводка

тов сильно зависит от особенностей боевого применения ракеты, типа системы управления, а также от дальности полета до цели. Расположение аппаратуры управления крылатых ракет зависит от типа системы управления. Аппаратура самонаведения обычно располагается в но­ совой части, а телеуправления — в хвостовой части.

Наибольшее применение в ракетах этого типа полу­ чили воздушно-реактивные двигатели, которые для боль­ ших дальностей позволяют получить наименьший сум­ марный вес двигателя с топливом. Это могут быть и ТРД и ПВРД. Жидкостно-реактивные двигатели и ре­ активные двигатели твердого топлива применяются, как правило, в качестве стартовых ускорителей, а также в том случае, когда с целью затруднения перехвата раке­ ты применяется значительный вертикальный; маневр с. выходом на большую высоту и последующим пикирова­ нием на цель. Двигатели могут располагаться внутри корпуса ракеты или размещаться в специальных гондо­ лах с внешней стороны корпуса.

Размещение рулевых приводов желательно вблизи рулевых органов, однако здесь это требование является менее обязательным, чем в ракетах класса «воздух — воздух», и поэтому часто используется система тяг для передачи движения от приводов к рулям. Из соображе­ ний постоянства центровки топливо желательно разме­ щать вблизи центра масс. Наибольшее распространение в крылатых ракетах получили нормальная аэродина­ мическая схема и в отдельных образцах схема «утка». Ракеты этого типа (рис. 94) по компоновке и конструк­ тивному оформлению напоминают самолеты. Наведение их на цель производится вначале по радиолучу самолет­ ной радиолокационной станции, а на конечном этапе—• с помощью радиолокационной станции самонаведения, установленной на ракете. В носовой части ракеты разме­ щается аппаратура управления 1 с антенной самонаведе­

158

ния. За аппаратурой управления расположены боевая

часть 2 и топливный бак 3.

В хвостовой части расположен турбореактивный дви­ гатель 4, между двигателем и топливным баком разме­ щены электрические рулевые приводы и агрегаты авто-

Рис. 94. Компоновка крылатой ракеты класса «воздух — земля»:

пилота. На киле в обтекателе помещена приемная ан­ тенна 5 системы телеуправления ракетой. В средней верхней части фюзеляжа расположены узлы подвески ракеты. 'Ракета предназначена для поражения морских целей.

§ 6.2. ДВИГАТЕЛИ

Для обеспечения заданного режима движения авиа­ ционные ракеты снабжаются двигательными установка­ ми. В общем случае она включает в себя двигатель, топ­ ливные емкости, а также системы подачи топлива и управления работой двигателя. В авиационных ракетах применяются реактивные двигатели твердого топлива (РДТТ), жидкостно-реактивные двигатели (ЖРД) и воздушно-реактивные двигатели (ВРД). Тип применяе­ мого двигателя определяется условиями боевого приме­ нения и тактико-техническими данными ракет — высотой, скоростью, дальностью и временем полета.

В ВРД в отличие от ЖРД и РДТТ находится толь­ ко горючее, а окислителем является кислород воздуха. Основу рабочего тела в этом случае составляет воздух. Основным преимуществом ВРД по сравнению с ЖРД и РДТТ является то, что они расходуют значительно мень­ ше топлива в единицу времени на единицу тяги, чем и

159