Файл: Дракин, И. И. Основы проектирования беспилотных летательных аппаратов с учетом экономической эффективности.pdf

Применение участка пассивного полета возможно только при большой средней скорости

^ с р > у ( ^ о + ^ к).

Это неравенство может являться приближенным критерием воз­ можности применения пассивного участка полета. Применение пассивного полета вообще целесообразно лишь на сравнительно больших высотах полета, на которых аэродинамическое сопро­ тивление сравнительно невелико.

6.2. Двухрежимные ракетные двигатели

Для одноступенчатых БЛА с РДТТ нередко приходится обес­ печивать два режима работы двигательной установки: первый режим стартовый, обеспечивающий быстрый разгон БЛА до при­ емлемой скорости, и второй режим маршевый, обеспечивающий необходимые дальность полета, среднюю и конечную скорости. Двухрежимная работа двигательной установки может быть не­ обходима для обеспечения заданных кинематических характери­ стик без применения пассивного полета.

Рассмотрим случай, когда тяговооруженность первого режи­ ма известна, например, из условия безопасности на стартовой позиции (при старте с самолета, с транспортера, с корабля) или из условия устойчивости после схода со стартовой установки. В этом случае скорость разгона будет близка к линейной зависи­ мости от времени. Поэтому, обозначая время работы двигатель­ ной установки на первом режиме Хі, можно приближенно при­ нять скорость в конце работы первого режима

Делая вывод, аналогичный выводу формулы (1.84), получим Ті 2Ѵсѵ- Ѵ к- Ѵ 0

тѴ о - Ѵ к + Ѵ0т

Значение Ѵ0 в этой формуле определяется по формуле (1.85), или может быть задано.

Потребные относительные расходы топлива на каждом режи­ ме Дцт 1 и Ацт 2 можно определить, исходя из общего относитель­ ного расхода топлива рт при этом

47

причем

!АГ=ДР-ТН-ДР-Т2-

Если известна тяговооруженность второго режима работы дви­ гательной установки,то находим

затем аналогично формуле (1. 84), получаем

Уточнение формулы (1.89) и (1.92) можно сделать по методике, изложенной при выводе формулы (1. 88).

7.ПРИМЕР БАЛЛИСТИЧЕСКОГО, ЭНЕРГЕТИЧЕСКОГО

ИВЕСОВОГО РАСЧЕТОВ

Для иллюстрации методик баллистических, энергетических и весовых расчетов в данном параграфе проводится численный рас­ чет, основанный на изложенных в гл. I методах и формулах. Чис­ ленные исходные данные являются произвольными и носят иллю­ стративный характер; они приблизительно соответствуют данным американской зенитной управляемой ракеты «Найк Геркулес», см. [43].

Для примера рассмотрим вторую ступень зенитной ракеты со следующими исходными данными для траектории с максималь­ ным расходом топлива: Го = 80О м/с, Ѵ„=1200 м/с, + =1000 м. /гк= 3 0 км, хК'=150 км, т=150 с, GnH = 500 кгс, /0 = 240, /30= 270, двигатель Ж РД .

Строим траекторию полета, исходя из приведенных условий. Кроме того, добавляем ограничение пук —0. Таким образом име­

Учитывая, что /г0 = 1000 м, в уравнении (1. 17) следует ввести вместо /гк величину hK—+ = 30000— 1000= 29000 м. Тогда по (1. 17)

А = 1000-{-0,193*+3,41 • 10-6 [1 + (0 ,1 9 3 - 0,511)2]3/2 X

X (1.5- 105х — х2),

или

А = 1000 + 0 ,7 8 4 *- 3,94- ІО-6* 2,

(см. рис. 1. 10).

48

Для определения дальности полета разбиваем траекторию на участки и представляем дальность полета в виде

Рис. 1.10.

Уравнение для скорости берем в форме (1.31). Значения вхо­ дящих в уравнение коэффициентов, согласно формул (1.32) будут:

— (3 ■ 1071 - 2•800 - 1200)= 5,50,

150

£2= JL (8 0 0 -|- 1200-2-1071)= -0,0189.

Следовательно,

V = 800 + 5,5 / — 0,0189/2,

по формуле (1. 39)

L = 800 / + 2,75 /2 — 0,0063/3.

Определяем относительные веса конструкции по материалам разд. 1.1. Принимаем

Рф=0,3, Рп-л.б.кр — 0,06, Рдв— 0,03.

Учитывая необходимость значительной площади крыла (боль­ шая высотность), принимаем цкр=О,06. Тогда

pg = 0,06+ 0,06+ 0,03 = 0,15.

Так как топливные баки должны подвергаться действию значи­ тельных поперечных перегрузок, с учетом данных табл. 1.2, при­ нимаем а —0,15. Нерасходуемые остатки топлива принимаем рав­ ными 3% от расходуемого топлива (см. разд. 5).

49

Для предварительной оценки полетного веса принимаем ори­ ентировочно относительный расход топлива рт = 0,4. Тогда по формуле (1.3) находим

Рис. 1. 11. Рис. 1. 12.

Для учета индуктивного сопротивления определяем попереч ные перегрузки по траектории. Так как в данном случае индук­ тивное сопротивление небольшое, произведем расчет для точки вблизи максимальной высоты, в районе которой следует ожидать наибольшие значения а я. В качестве такой характерной точки

Представляем нормальную перегрузку как сумму перегрузок, потребных для уравновешивания центробежной и гравитацион­

5 0