Обоснование возможности применения ПВРД на ЗУР

Аннотация. Ракетное оружие – важнейший компонент вооружений, во многом определяющий способность авиационных, морских и сухопутных группировок к выполнению возлагаемых на них задач по сдерживанию и ведению военных конфликтов различного масштаба. Прогресс, достигнутый в последнее время в области радиолокации, навигации, а также средств наведения и поражения поставил в повестку дня необходимость совершенствования ракетных двигательных установок на твердых топливах для авиационных и зенитных ракет. Наибольший прирост дальности полета (в 2-3 раза) может быть обеспечен за счет применения прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). Проблемой статьи является исследование особенностей, достоинств и недостатков применения ПВРД (в частности рассматривает РПД) на ЗУР.
Ключевые слова: ракетное оружие, ПВРД, ЗУВР, РПД, применение
Justification of the possibility of using ramjet on missiles
Annotation. Missile weapons are the most important component of armaments, which largely determines the ability of aviation, sea and land groups to fulfill the tasks assigned to them to contain and conduct military conflicts of various sizes. Recent progress in the field of radar, navigation, as well as guidance and destruction tools has put on the agenda the need to improve solid-fuel rocket propulsion systems for aircraft and anti-aircraft missiles. The greatest increase in flight range (2-3 times) can be achieved through the use of ramjet engines. The theme of the article is the study of the features, advantages and disadvantages of the use of ramjet engines (in particular RPD) on missiles.
Key-words: Keywords: missile weapons, ramjet, ZUVR, RPD, application
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) относится к классу двигателей, которые способны обеспечить полет с гиперзвуковыми скоростями в атмосфере нашей планеты и наиболее экономичный и экологичный полет за пределами атмосферы. Тяга ПВРД создается за счёт увеличения количества движения рабочего тела при подводе к рабочему телу тепла –количество движения реактивной струи продуктов сгорания на выходе из двигателя превосходит количество движения потока воздуха на входе[1].
ПВРД превосходит по простоте все воздушно-реактивные двигатели, это связанно с тем, что рабочий цикл ПВРД происходит без механического сжатия рабочего тела и соответствующие подвижные механические части в ПВРД отсутствуют. Для летательных аппаратов ПВРД по конструкции считается наиболее простым, но сложность заключается в реализации на конкретном ЛА. ПВРД сложен по его теории и расчету его параметров.
Главная особенность ПВРД заключается во взаимосвязи внутридвигательных параметров с параметрами обтекающего ЛА воздуха. (очень важная мысль). Расчет параметров потока на входе в двигатель за носовым обтекателем ЛА построен в предположении, что обтекатель является телом вращения заданной формы, которая аппроксимируется набором конических элементов с фиксированными углами раскрытия. Эти параметры являются общими для как двигателя, так и всего летательного аппарата. Поэтому ПВРД создается сразу в качестве интегрированной с летательным аппаратом системы, что составляет основу методологии его проектирования [4].
В качестве источника тепловой энергии в ПВРД могут использоваться жидкие, твердые, пастообразные, газообразные топлива и их комбинации. Газообразные топлива, ввиду их низкой плотности при хранении, не находят применения в ПВРД обычных, простых, схем, за исключением случаев, когда газы используются в качестве карбюрирующих или сжижающих компонентов основного топлива.
Частным случаем рассматривается РПД как комбинированный двигатель в силу того, что рабочий процесс в газогенераторе, как правило, независим от процесса в камере сгорания, т.е. газогенератор представляет собой автономный ракетный двигатель. Распределительные отверстия для прохода горючих компонентов здесь выполняют роль сопловых. В силу данного факта вытекает существенное достоинство РПД, обладающего относительной устойчивостью рабочего процесса. Другой особенностью РПД является наличие тяги при нулевой скорости движения

. Однако эффективность создания тяги такова, что не исключает существенного недостатка ПВРД, связанного с отсутствием или недостаточной эффективностью данного типа двигателя при нулевой и малой скоростях полета [2]. Данный недостаток преодолевается за счет разгона двигателя в составе изделия носителем, специальным разгонным устройством или стартовой разгонной ступенью, роль которой обычно выполняет РДТТ.
Теснейшая интеграция двигателя и летательного аппарата, взаимосвязь процессов в ПВРД с полетными условиями предполагают оптимальность комплексного подхода к созданию нового изделия. Двигатель и летательный аппарат необходимо создавать в едином цикле, выбирая и оптимизируя параметры ПВРД на основе базовых траекторий и параметров движения.
В то же время использование несимметричных схем с одним или двумя воздухозаборниками и систем полярного управления перегрузкой позволяет реализовать углы атаки ракет с РПД, обладающим абсолютной устойчивостью, до требуемых 30-40 ᴼ C [3]. Удельный импульс топлива при горении с воздухом не всегда может являться определяющим параметром, что можно проследить при анализе летнотехнических характеристик (ЛТХ) ПВРД на жидком и твердом топливах. К примеру, удельный импульс РПД на твердом топливе, вследствие наличия значительного количества окислителя в топливе для его самоподачи, значительно ниже, чем у ПВРД на жидком горючем. Но этот окислитель участвует в создании импульса, стехиометрическое соотношение при горении топлива с воздухом у РПДТ ниже, и, следовательно, меньше расход воздуха и размеры воздухозаборного устройства.
Выбор аэродинамической схемы ЛА с РПД обусловлен целевым назначением ЛА. Главными факторами являются: дальность, скорость, высота полета, маневренность, возможности системы управления.
ВЗУ для каждой конкретной аэродинамической схемы ЛА могут иметь различную форму, длину и число подводящих патрубков. ВЗУ является одним из важнейших определяющих узлов при разработке как ЛА с РПД, так и самого ракетно-прямоточного двигателя.
Сложность реализации ПВРД применительно к ЗУР заключается в том, что в зависимости от маневров обстреливаемой цели вид траектории полета ЗУР на этом участке может изменяться. Это можно рассмотреть на примере ЗУР "Бомарк А" и "Бомарк Б", созданные североамериканской фирмой «Боинг» в сотрудничестве с Мичиганским аэрокосмическим исследовательским центром. В обеих модификациях ЗУР в качестве маршевых двигателей применены по два ПВРД на жидком топливе, укрепленные на пилоне под корпусом ракеты. Диаметр каждого из этих двигателей 0,75, а длина 4,4 м. Горючим служит бензин с октановым числом 80 [1].
Управляемая траектория полета ЗУР "Бомарк" к цели разделяется на три участка.
Первый, вертикальный - участок набора высоты. В ракете А до достижения сверхзвуковой скорости производится программное газодинамическое управление за счет поворотов на кардане стартового ЖРД, а по достижении этой скорости - аэродинамическое управление элеронами. У ракеты из-за более интенсивного разгона стартовым РДТТ эффективное аэродинамическое управление становиться возможным гораздо раньше. Вертикально ЗУР летит до высоты крейсерского полета, затем разворачивается на цель. К этому времени РЛС сопровождения обнаруживает ее и переходит на автосопровождение, используя бортовой радиоответчик [2].
Второй, горизонтальный - участок маршевого полета на крейсерской высоте в район цели, где и может происходить изменчивость траектории, что было отмечено выше.
Третий участок - участок непосредственной атаки цели, когда по радиокомандам с земли активная радиолокационная ГСН ЗУР производит поиск цели. После "захвата" головкой цели связь с наземными средствами теленаведения прекращается, и ракета летит, наводясь автономно.
ПВРД ракеты наиболее эффективны на крейсерской высоте полета. Для ракеты А она составляет 18,3 км, а для ракеты В - 20 км.
Примеры использования ПВРД на ЗУР широко использовались зарубежом: ЗУР Bristol Bloodhound (Великобритания), Корабельная ЗУР RIM-8 Talos (США).
Однако в России к концу пятидесятых годов наибольший опыт в проектировании и отработке ПВРД был накоплен в ОКБ-670 Госкомитета по авиационной технике (ГКАТ) коллективом во главе с главным конструктором М.М.Бондарюком