1 Анализ условий боевого применения (УБП) и тактикотехнических характеристик (ТТХ) комплексов авиационного вооружения (КАВ) истребителей оперативно-тактической авиации (ОТА) 1.1 Анализ условий боевого применения 1.1.1 Боевые задачи, условия и способы боевого применения истребителей ОТА по поражению наземных целей Истребительная авиация, имея на вооружении самолеты-истребители, является одним из основных средств борьбы с воздушным противником и предназначена для поражения самолетов, вертолетов, крылатых ракет и беспилотных средств противника в воздухе. Она также может решать задачи по поражению наземных (морских) объектов противника в тактической и оперативно-тактической глубине и по ведению воздушной разведки. Однако основные усилия истребительной авиации сосредоточиваются на уничтожении средств воздушного нападения противника в воздухе[4,5]. Истребительный авиационный полк (иап) является тактической авиационной частью, которая входит в состав корпуса (дивизии) ПВО или отдельного корпуса ВВС и ПВО. В мирное время иап базируется, как правило, на одном аэродроме. В военное время полку может быть назначено для базирования два аэродрома, удаление которых от линии фронта (переднего края обороны) определяется необходимостью ввода в бой подразделений полка на заданных рубежах, возможностями истребителей по тактическому радиусу и минимальной уязвимостью аэродромов от ударов средств воздушного нападения противника. Основное предназначение истребительного 14 авиационного полка состоит в выполнении боевых задач противовоздушной обороны наиболее важных объектов и районов страны, истребительного авиационного прикрытия группировок Сухопутных войск (сил флота), а также обеспечения боевых действий подразделений и частей других родов авиации. Кроме того, иап привлекается для уничтожения самолетов радиоэлектронной разведки прежде всего из состава разведывательно-ударных комплексов (РУК), воздушных пунктов управления, специализированных самолетов РЭБ и воздушных десантов противника в воздухе. В мирное время истребительный авиационный полк частью назначенных сил несет боевое дежурство в системе ПВО по охране воздушного пространства. В соответствии с назначением основными боевыми задачами ИА, учитывая задачи ТА США и НАТО, могут быть: 1. Поражение воздушных целей при отражении массированных ударов противника. 2. Завоевание и удержание господства в воздухе в заданной полосе (районе) в установленный период времени. 3. Прикрытие войск и объектов, воздушных и морских десантов от ударов средств воздушного нападения и воздушной разведки противника. 4. Прикрытие соединений (частей, подразделений) других родов авиации от атак истребителей противника в воздухе. 5. Уничтожение самолетов ДРЛО и наведения, воздушных элементов РУК и самолетов (вертолетов) — поставщиков помех в зонах. Поражение воздушных десантов противника в воздухе. 6. Срыв (нарушение) воздушных перевозок противника. Кроме того, подразделения ИА могут привлекаться к ведению воздушной разведки, поражению наземных (морских) объектов и прикрытию вертолетов, выполняющих поиск и спасение экипажей самолетов (вертолетов), потерпевших бедствие. Поражение воздушных целей при отражении массированных ударов 15 противника является наиболее активной и решительной задачей по борьбе с авиацией противника. Эскадрилья ведет воздушные бои самостоятельно или в составе одной -двух групп тактического назначения полка: демонстративной, ударной или резерва. При ведении воздушного боя самостоятельно со смешанной группой самолетов противника силы истребителей должны быть распределены так, чтобы одной частью были связаны боем группы прикрытия, а основными силами нанесено решительное поражение ударной группе противника. Для этого в боевом порядке эскадрильи необходимо иметь различные группы тактического назначения: завязки боя, ударную группу, резерв. Завоевание и удержание господства в воздухе в заданной полосе (районе) в установленный период времени осуществляется при обеспечении пролета прифронтовой зоны крупных сил ДА, ФА, ВТА, авиации ВМФ, а также в наиболее ответственные периоды действий войск фронта (армии). При обеспечении пролета прифронтовой зоны крупных сил других родов авиации объектами сосредоточения основных усилий полка являются истребители и самолеты ДРЛО противника, а основными способами боевых действий — последовательный ввод в бой и поражение воздушного противника подразделениями из положения дежурства на земле и в воздухе, расчистка воздушного пространства и заслоны в воздухе. При этом истребители действуют в пределах своего тактического радиуса и в течение всего времени нахождения в прифронтовой зоне других родов авиации. Прикрытие войск и объектов, воздушных и морских десантов от ударов средств воздушного нападения и воздушной разведки противника — важная и постоянная задача истребительного авиационного полка. Основные усилия истребителей сосредоточиваются на прикрытии главных группировок войск первого эшелона, ракетных войск, войск второго эшелона, аэродромов базирования авиации и наиболее важных объектов тыла. При выполнении боевой задачи дивизия (полк) может участвовать в 16 отражении массированных, групповых и одиночных ударов воздушного противника. Отражение массированных ударов осуществляется при централизованном управлении. Воздействие по отдельным группам и одиночным самолетам противника осуществляется по решению соответствующих командиров. Прикрытие соединений (частей, подразделений) других родов авиации от атак истребителей массированных, противника групповых, а в в иап воздухе некоторых случаях осуществляет и в одиночных авиационных ударах и специальных боевых полетах на маршруте полета к цели, в районе действий, на обратном маршруте или только на отдельных участках маршрута. Основными факторами, влияющими на выбор способов боевых действий полка при обеспечении частей и подразделений других родов авиации, являются: ожидаемый характер противодействия воздушного противника, дальности обнаружения его самолетов-перехватчиков, характеристики средств поражения перехватчиков, располагаемое время на ввод истребителей в бой, возможности системы управления истребителями. Основными способами боевых действий при этом могут быть расчистка воздушного пространства, заслоны в воздухе, патрульное сопровождение прикрываемых самолетов, блокирование аэродромов базирования истребителей противника. Расчистка воздушного пространства осуществляется истребителями, следующими впереди обеспечиваемых групп на расчетных временных интервалах с задачей уничтожать (связать боем) перехватчиков противника, действующих в воздухе в полосе пролета прикрываемых самолетов из зон дежурства. Патрульное сопровождение заключается в совместном полете истребителей с обеспечиваемыми самолетами в общем боевом порядке. При этом из состава подразделений полка назначаются группы отражения атак истребителей противника с флангов, передней и задней полусфер. При 17 отражении атак истребителей противника командир общего боевого порядка производит перестроение групп сопровождения в целях сохранения надежного прикрытия обеспечиваемых самолетов от последующих атак противника. Заслоны в воздухе предусматриваются для уничтожения (связывания боем) перехватчиков противника, главным образом, в районе действий обеспечиваемых самолетов и выставляются на вероятных направлениях полета перехватчиков. Уничтожение самолетов ДРЛО и наведения, воздушных элементов РУК и самолетов (вертолетов) — постановщиков помех в зонах, являющихся первоочередными (наиболее важными) объектами для полка, осуществляется по данным наземных и самолетных средств радиолокационной разведки в сложной наземной, воздушной и радиоэлектронной обстановке при неподавленных (подавленных частично) силах и средствах ПВО противника. Для выполнения этой задачи назначаются подразделения истребителей. Их состав определяется с учетом боевых возможностей истребителей по обнаружению и поражению самолетов ДРЛО, воздушных элементов РУК и постановщиков помех в зоне возможного противодействия истребителей противника, состава и возможностей его наземных средств ПВО. Поражение воздушных десантов противника в воздухе иап осуществляет на маршруте полета к району десантирования или при выброске (высадке) десанта. Боевой порядок истребителей при этом может включать ударную группу, группу прикрытия от истребителей противника и резерв. Срыв (нарушение) воздушных перевозок противника иап выполняет над территорией противника — при перевозке войск и грузов из тыла к фронту и с одного направления на другое; над своей территорией — при снабжении окруженных группировок противника и эвакуации его войск по воздуху. Воздушную разведку иап ведет силами нештатных разведывательных 18 эскадрилий в тактической и ближайшей оперативной глубине противника плановыми вылетами или попутно с выполнением других задач. Таким образом, истребительный авиационный полк является тактической авиационной частью, выполняет в ходе боевых действий различные по своему содержанию задачи. Каждую задачу иап выполняет различными способами, применяя их в зависимости от условий боевой обстановки в наиболее выгодном сочетании. Воздушный бой ведется, как правило, группами истребителей, которые выполняют полет в определенных боевых порядках. Боевые порядки должны отвечать замыслу командира на воздушный бой и обеспечивать: - наилучшие условия для поиска и обнаружения воздушного противника, прицеливания и наблюдения за окружающим воздушным пространством; - свободу маневра и пилотирования самолетов; - успешное преодоление противовоздушной обороны противника; тактическое, огневое и информационное взаимодействие под- разделений и экипажей; - удобство и непрерывность управления; - эффективное радиоэлектронное (помеховое) противодействие противнику; - безопасность от столкновения самолетов в воздухе, с наземными препятствиями и поражения своими боеприпасами. Боевой порядок иап может включать группы различного тактического назначения, в том числе ударную, группы обеспечения (демонстративные, завязки боя, прикрытия, отражения атак и т.д.) и резерв. Количество, состав и место этих групп в боевом порядке определяются в зависимости от поставленной задачи и условий ее выполнения, а также этапа боевого полета. Боевой порядок самолетов (групп самолетов) в зависимости от величины дистанции, интервалов и превышений (принижений) между ними может быть сомкнутым, разомкнутым или рассредоточенным. 19 Формами боевых порядков истребителей могут быть «колонна», «клин», «пеленг», «фронт», «змейка» и другие. Вид и форма боевых порядков могут быть изменены командиром в полете в зависимости от обстановки. В различных условиях воздушной обстановки и на всех этапах боевого полета командиром иап должен быть определен боевой порядок истребителей, обеспечивающий наибольшую эффективность выполнения боевой задачи. 1.1.2 Военно-воздушные силы Вьетнама Военная воздушная сила Вьетнама: один из видов Вооруженных сил Вьетнама. Официально были сформированы 1 мая 1959 года. Основу техническую парка составляют советские/российские самолеты и вертолеты. Вьетнам имеет около 600 самолетов и вертолетов. Основой задачей ВВС Вьетнама является защита Вьетнамского воздушного пространства и обеспечение воздушного прикрытия для операций Вьетнамской Народной Армии[6]. Летчики-асы: во время Вьетнамской войны многие летчики ВВС Вьетнама удостоились звания “летчик-ас”. ВВС Вьетнама не отделяли победы над беспилотными самолетами - разведчиками от прочих. Всего в ходе войны асами стали 16 вьетнамских пилотов, что можно считать большим успехом для страны, до 1964 года не имевшей истребительной авиации. Почти все асы летали на МиГ-21, только 3 пилота стали асами на МиГ-17. Одним из летчиков- асов следует считать не вошедшего в данный список генерала ВВС Фам Туан - единственного пилота, который когда-либо сбил американский Б-52, управляя легким истребителем Миг-21. После окончания вьетнамской войны Фам Туан стал живой легендой Вьетнама. Как участник программы «Интеркосмос» он полетел в космос. Фам Туан учился в Военно-воздушной академии имени профессора Н.Е. Жуковского. 20 Рисунок 1.1 - ВВС Вьетнама Сегодня ВВС Вьетнама находятся в процессе модернизации. До сих пор эксплуатируются поздние модификации самолетов МиГ-21, Су-22, однако идет тесных военных связей с Россией и закупка новых истребителей завоевания превосходства в воздухе Су-27СК. На сегодняшний день у Вьетнама 12 таких самолетов. В 2004 году ВВС Вьетнама приобрели 30 Су 30МК2. Правительство Вьетнама планирует заменить устаревшие Су-22 современным Су-34, который преимущественно является морским ударным самолетом, как только Су-34 будет поставляться на экспорт. Планируется замена УБС-L39 более новым самолетом, правительство склоняется к Российскому Як-130. Планами предусмотрена закупка 12 Як-130 в период между 2015 и 2025 годами. Наиболее многочисленным самолётом ВВС Вьетнама является МиГ-21, планируется продолжить его эксплуатацию ещё на протяжении десяти лет, после чего он будет заменён другим типом лёгкого истребителя, возможно JAS-39 Gripen. Рассматривается возможность приобретения не менее двух самолётов ДРЛО. Недавно появившийся CASAEC-295 является наиболее предпочтительным вариантом. 21 Рисунок 1.2 – Дивизии и полки ВВС Вьетнама Рисунок 1.3 - полки ВВС Вьетнама 22 Рисунок 1.4 - Самолеты ВВС Вьетнама 23 Рисунок 1.5 - Ракетное вооружение ВВС Вьетнама 24 1.2 Основные характеристики КАВ типового истребителя ОТА (Су-30) Предназначен для управления групповыми боевыми действиями истребителей по завоеванию господства в воздухе, выполнения дальнего перехвата, прикрытия обширных территорий в режиме патрулирования истребителя и важных объектов в режиме длительного барражирования, а также для уничтожения наземных и надводных целей неуправляемыми средствами поражения [6, 7]. Командирский двухместный истребитель Су-30 обладает всеми боевыми возможностями одноместного истребителя Су-27, особенностями учебно-боевой машины Су-27УБ и может вести боевые действия в любых метеоусловиях, днем и ночью, за пределами радиолокационного поля АСУ, при применении противником средств РЭП и огневом противодействии ПВО. По аэродинамической компоновке новый истребитель практически ничем не отличался от своего предшественника Су-27УБ, благодаря чему он унаследовал почти все его лётно-технические характеристики и высокую надёжность в эксплуатации. Су-30 отличается от своего прототипа оснащением системой дозаправки топливом в воздухе с выпускаемой штангой в предкабинном отсеке слева, модернизированными системами дистанционного управления, управления вооружением и навигационным комплексом. Отличия касаются также конструкции головной части фюзеляжа, включающей двухместную кабину с размещением экипажа по схеме «тандем» и с полным дублированием всех органов управления. Экипаж из двух человек необходим для обеспечения эффективного управления групповыми действиями истребителей и распределения нагрузок при одновременном управлении самолетом и комплексом вооружения, а также для снижения утомляемости при непрерывном пилотировании и ведении 25 наблюдения за воздушным пространством. Летчик в передней кабине управляет самолетом и вооружением и ведет ближний бой. Командир группы в задней кабине решает задачи дальнего боя, ведет наблюдение за воздушной обстановкой и при групповых боевых действиях обеспечивает одновременное наведение четырех истребителей. В задней кабине дополнительно установлены широкоформатный телевизионный индикатор тактической обстановки для контроля за координатами и характеристиками целей и положением в воздухе истребителей группы, а также специальная аппаратура связи и наведения, обеспечивающая согласованность действий в группе. Су-30 оснащен двумя ТРДДФ АЛ-31Ф максимальной тягой по 12500 кгс. Двигатели устойчиво работают в условиях плоского, прямого и перевернутого штопора. Бортовое оборудование самолета включает: радиолокационный прицельный комплекс РЛПК-27, оптико-электронную прицельную систему ОЭПС-27, пилотажно-навигационный комплекс, бортовой комплекс обороны и комплекс средств связи. Комплексная система управления вооружением включает два взаимно дополняющих друг друга канала - радиолокационный и оптико-электронный, а также нашлемную систему целеуказания. Система управления вооружением обеспечивает всеракурсное автоматическое обнаружение, захват и сопровождение воздушных целей в свободном пространстве и на фоне подстилающей поверхности из обзорных режимов РЛПК - 27 и ОЭПС-27 в дальнем и ближнем ракетном бою, захват и сопровождение визуально видимой цели в ближнем маневренном бою, применение управляемых ракет класса «воздух - воздух», пушки и неуправляемых средств поражения наземных целей. РЛС обеспечивает сопровождение на проходе до десяти воздушных целей с автоматическим распределением их по степени угрозы и обстрел двух наиболее опасных целей выбранным типом оружия. 26 СУВ-В РЛПК-27 ОЭПС-27 ИЛС СОИ-30М СУВ-П МФИ-10-5 БЦВМ-386-2-11 БРЛС АПК-9 ОЛС-27 ЦВС(СЦВ-1, СЦВ-2, БЦВМ-486) СУО-30ПК БПИ1 НСЦ СРЗ СОК-Б БПИ2 СЭП АО СУвзр Л-150 УАВ Рисунок 1.6 - Структура СУВ-30М Оптико-локационная станция ОЛС-27, входящая в состав ОЭПС-27, представляет собой комбинацию теплопеленгатора и лазерного дальномера. В простых метеоусловиях ОЭПС-27 выполняет те же функции, что и РЛПК27, но с большей точностью при лучшей помехозащищенности. РЛПК-27 и ОЭПС-27 работают совместно, с взаимным обменом данными, что значительно повышает вероятность обнаружения, надежного сопровождения цели и ее атаки в условиях жесткого электронного противодействия. В условиях оптической видимости система управления вооружением работоспособна вне зависимости от организованных противником помех. Нашлемная система целеуказания НСЦ-27 облегчает прицеливание в ближнем маневренном бою в условиях воздействия на летчика больших перегрузок и позволяет оперативно производить целеуказание системам самонаведения ракет и бортовым сканирующим устройствам путем поворота 27 головы летчика в направлении цели, в том числе находящейся далеко в стороне от траектории полета истребителя. Интегрированный оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс с лазерной инерциально-навигационной системой и приёмником спутниковой навигации (ГЛОНАСС) обеспечивает высокую точность полёта по маршруту и выход в район цели. Самолёт обладает возможностью автоматизированного полёта на различных режимах, включая полёт на малой высоте, а также при индивидуальном или групповом боевом применении против воздушных, наземных и надводных целей. Рисунок 1.7 – Внешний вид самолета Су-30 Таблица 1.1 – Летно-технические характеристики Су-30 Основные характеристики Экипаж, чел Масса, кг : - пустого : - нормальная взлетная : - максимальная взлетная : - масса топлива 2 - 18 800 - 24 900 - 34 500 -5270 28 Продолжение таблица 1.1 Дальность полета, км: - у земли : - на высоте : - на высоте с одной дозаправкой Максимальная скорость, км/ч: - у земли : - на высоте : - 1270 - 3000 - 5200 - 1330 - 2125 Практический потолок, м : - 17500 Максимальная эксплуатационная перегрузка, ед : -9 Размеры самолета, м: - длина : - высота : - размах крыла : Площадь крыла, м2 - 21,94 - 6,36 - 14,7 - 62 Боевая нагрузка Су-30 общим весом до 8000 кг размещается на 12 узлах подвески. Вооружение самолёта в сочетании с комплексом БРЭО обеспечивает поражение воздушных целей, в том числе, с малой радиолокационной заметностью, в ближнем бою, успешное ведение упреждающих воздушных боёв. Система управления оружием СУО-30ПК, выполняя функции реализации программ предстартовой подготовки авиационных средств поражения (АСП) и организации и ведения огня при решении боевых задач по поражению объектов противника, оказывает существенное влияние на боевую эффективность комплекса авиационного вооружения (КАВ) многоцелевого истребителя Су-ЗОМ. Такое утверждение следует, прежде всего, из предназначения многоцелевого истребителя, согласно которому он должен успешно решать задачи поражения как воздушных, так и наземных объектов. Исходя из этого, в КАВ самолета СуЗОМ включена широкая номенклатура авиационного оружия (АО). 29 АУР «В-В» АУР «В-П» 30 КАБ НАР режимах бомбометания и стрельбы неуправляемым оружием. АБ БИ-У БИ-У2 а 7тп 5тп 3а 3б 11тп 11тп 9тп 1тп 2тп 10тп 12тп 12тп 4а 4б 6тп 8тп ГШ-301(1шт) БИ-У б ВПУ(150патр) АУ БИ-У ж РБК-500(6шт) АБ-500(8шт) БИ-39П БЭП АБ-250(28шт) МБДЗ-У6(6шт) БИ-У ПУ-30ПК а АБ-250(18шт) БД-4(3шт) АБ-100(38шт) БИ-У2 б БД-3(8шт) ПБ(2шт) БИ-У БС-30ПК С-25(4шт) С-13(20шт) БИ-39П БЭП-30ПТ(лев.) С-8(80шт) БИ-У б ПУ-О-25(4шт) Б-13Л(4шт) БИ-У ЦУ 77 ЦУ Д9 ЦУ 63, 64, КАБ КАБ-1500КР(3шт) БИ-У БРЦУ-30ПК Б-8М1(4шт) АКУ-58(6шт) БИ-У2 ЦУ 72, 63, 64, КАБ, 77 ЦУ 72, 63, 64, КАБ, 77 ЦУ КАБ ЦУ 63, 64, КАБ, 77 ЦУ 63, 64, КАБ, 77 ЦУ 63, 64, КАБ, 77, Д9 ЦУ 63, 64, КАБ, 77, Д9 200 / 400 3Ф 5,5 / 400 115 / 400 +27В СОК-Б ЭКРАН СОК СЦВ-1 СЦВ-2 БЦВМ-486 ИЛС-31 СУВ-В Концевой ВЫКЛ штанги дозаправки СПП ТЕСТЕР Органы упр. и индикации в 1-ой кабине СУ ВПУ РК ВКЛ АПК-9 БЦВМ-386-2-11 СОИ-30М СУВ-П АПК-9 Л-150 СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ АВИАЦИОННЫМ ВООРУЖЕНИЕМ СУВ-30М ж КАБ-500КР(6шт) Х-29Т(6шт) Х-31А(6шт) ВСУ(2шт) АПУ-73(4шт) 4ТП Х-31П(6шт) Х-59МЭ(2шт) 3ТП Р-73Э(6шт) 1ТП АКУ-170(6шт) 10ТП РВВ-АЕ(6шт) АПУ-27(2шт) 9ТП Р-27ЭТ1(2шт) 12ТП Р-27Т1(2шт) АКУ-27(6шт) РБУ УСТАНОВКИ АВИАЦИОННОГО ВООРУЖЕНИЯ 11ТП Р-27ЭР1(6шт) Р-27Р1(6шт) АВИАЦИОННЫЕ СРЕДСТВА ПОРАЖЕНИЯ БРПИ-30ПК СЭС б ПНП-30К ЦВМ-30ПК(БЦВМ-386-2-13) БП-15П б б БЭП-30ПТ(пр.) АО Рисунок 1.8 – Структура КАВ СУ-30 Система управления вооружением дает современному российскому истребителю хорошие возможности для применения неуправляемого ракетного и пушечного вооружения. Использование лазерного дальномера в ФАБ-100 80 (4 X Б-8) 20 6 (4 X Б-13Л) 6 Рисунок 1.9 – Варианты загрузки АСП на Су-30 31 1.3 Современная система НАР РФ по поражению легкоуязвимых наземных целей и ее сравнительная оценка с зарубежными аналогами Неуправляемые авиационные ракеты (НАР) – высокоэффективные и универсальные средства поражения по земле, а также применение современных методов прицеливания и индикации обеспечивают высокую точность поражения наземных целей — Е=6 мрад при стрельбе из пушки, 7 мрад при пусках НАР. Поэтому номенклатура неуправляемых ракет достаточно широка, и включает 80-мм НАР типа С-8, 122-мм НАР типа С-13, 240-мм тяжелые НАР С-24Б и др. От 57-мм реактивных снарядов из-за низкой эффективности их боевых частей в последнее время практически отказались [9-15]. Рисунок 1.10 – Общая классификация НАР 32 1.3.1 Неуправляемые авиационные ракеты типа С-8 Система С-8 — основной калибр в классе российского неуправляемого авиационного ракетного вооружения (НАРВ) — решает самые разнообразные задачи, стоящие перед авиацией. Первые ракеты этого семейства создавались в ОКБ-16 (КБ «Точмаш») главного конструктора А.Э.Нудельмана, затем Новосибирский институт прикладной физики. В настоящее время совершенствованием НАР С-8 занимается ГНПП «Сплав». Для улучшения точностных характеристик НАР имеет 6-ти перистый стабилизатор, который при выходе ракеты из трубы принудительно раскрывается газовым поршнем под действием отбираемых из камеры сгорания твердотопливного двигателя пороховых газов, затем перья фиксировались. Рассеяние С-8 в полете и круговое вероятное отклонение составляет 0,3% дальности, а дистанция эффективного пуска — 2000 м. В сложенном положении узел стабилизатора уложен между шестью соплами твердотопливного двигателя ракеты и закрыт стаканом, срывающемся при пуске. Ракетный двигатель на снарядах типа С-8 на твердом топливе, суммарный импульс тяги 5800 нс и время работы 0,69-0,7 с. Для быстрого разгона до максимальной скорости полета ракеты в 680 м/с и раскрутки НУПС С-8 тяга твердотопливного двигателя была увеличена, в сравнении с 57-мм НАР типа С-5. В его конструкции используются прогрессивные методы формообразования корпуса из готового алюминиевого проката, оригинальные технические решения по отдельным элементам, направленные на снижение трудоемкости изготовления двигателя и его стоимости. Для стрельбы используются блоки НАР типа Б-8, Б-8М, Б-8М1, разработанные в КБ «Вымпел». В настоящее время на вооружении ВВС России состоят и предлагаются для поставки на экспорт следующие типы ракет С-8: С-8КОМ — с кумулятивно-осколочной боевой частью (БЧ); С-8БМ — с бетонобойной (проникающей) БЧ; С-8ДМ — с БЧ, снаряженной объемно-детонирующей 33 смесью; С-8-ОМ — с осветительной БЧ; С-8ПМ — с БЧ, снаряженной дипольными отражателями. Неуправляемая авиационная ракета С-8КОМ предназначена для поражения современных танков, легкобронированной и небронированной боевой техники. Благодаря осколочному действию ракета поражает и живую силу. НАР С-8КО и С-8КОМ оснащаются пьезоэлектрическим взрывательным устройством В-5КП1, которое состоит из двух частей: головного пьезогенератора В-5КП (вес 40 г) и предохранительно- исполнительного механизма (ПИМ) В-5КП1 (вес 120 г). Время дальнего взведения составляет 1,1…1,7 с. Рисунок 1.11 – Номенклатура НАР типа С-8 34 Таблица 1.2 – Характеристики НАР типа С-8 Характеристики С-8КОМ С-8БМ С-8ДМ С-8ОМ С-8ПМ Калибр, мм 80 80 80 80 80 Длина, мм 1570 1540 1700 1632 1632 Масса ракеты, кг 11,3 15,2 11,6 12,1 12,3 Боевой части, кг 3.6 7,41 3,8 4,3 4,5 ВВ, кг 0,9 0,6 2,15(смеси) 1(состава) 2(диполей) 800 Тротиловый эквивалент 5,5-6 кг Сила света 2x10кд, время действия света 30с Пассивные помехи радиолокацион ным системам наведения 1300-4000 4000-4500 2000-3000 Толщина пробиваемой брони, мм Дальность пуска, м 400 (железобе тона) 1300-4000 1200-2200 Скорость ракеты, м/с 610 450 590 545 565 Температурный диапазон применения, град.С ±60 ±60 ±60 ±60 ±60 1.3.2 Неуправляемые авиационные ракеты типа С-13 Неуправляемые авиационные ракеты С-13 калибра 122-мм предназначены для поражения наземных целей различного вида (от живой силы и бронированной техники до особо прочных укрытий) и могут применяться с самолетов и вертолетов: Су-24, Су-25, Су-27, МиГ-27, МиГ29, Ми-8, Ми-24, Ми-28, Ка-252, Ка-50. Первоначально для пуска ракет С13«Тулумбас» использовался шестиствольный пластиковый универсальный блок орудий УБ-13, который был разработан в НПО «Горизонт». На вооружение ракета С-13 была принята осенью 1983 года. Неуправляемые 35 авиационные ракеты (НАР) системы С-13 относятся к ракетам класса «воздух— земля». Рисунок 1.12 – Номенклатура НАР типа С-13 Сохранив основные конструктивные решения С-8 (размещение перьев стабилизатора в сложенном положении между сопел твердотопливного двигателя, их принудительное раскрытие и фиксация), С-13 имеют улучшенную баллистику и точность. В сложенном виде перья стабилизатора удерживаются внутри задней части корпуса, открывающейся при пуске по 36 перфорации стенок. Базовой ракетой системы является бетонобойная неуправляемая авиационная ракета С-13, состоящая из высокоэнеретичного ракетного двигателя твердого топлива большого удлинения и проникающей боевой части. В дальнейшем на базе ракеты С-13 создан целый ряд образцов с различными боевыми частями (БЧ): С-13Т — с двухмодульной осколочнофугасной бетонобойной БЧ; С-13-ОФ — с осколочно-фугасной БЧ; С-13Д — с объемно-детонирующей смесью. Неуправляемая авиационная ракета С-13 предназначена для уничтожения самолетов в железобетонных укрытиях, а также объектов военной техники и живой силы, находящихся в особо прочных укрытиях. Таблица 1.3 – Характеристики неуправляемых авиационных ракет типа С-13 Характеристики С-13 С-13Т С-13-ОФ С-13Д С-13ДФ Калибр, мм 122/90 122/90 122 122 122 Длина, мм 2540 3100 2898 3120 3100 Масса ракеты, кг 57 75 69 68 68 Боевой части, кг 21 21+16,3 33 32 32 ВВ, кг 1,82 1,8+2.7 7 14,6 14,3 Пробивает 3 м грунта и 1м железобет она Пробивает 6 м грунта и 1 м жебетона, площадь разрушения ВПП 20кв.м 450 осколков по 25-30 г Тротиловый эквивалент Тротиловый эквивалент Дальность пуска, м 1100-3000 1100-4000 1600-3000 1600-3000 1500-4000 Скорость ракеты, м/с 650 500 530 530 122 Температурный диапазон применения ±60 ±60 ±60 ±60 ±60 Боевая эффективность 37 1.3.3 Неуправляемая авиационная ракета типа С-24Б С-24 (АРС-240) был разработан в НИИ-1 в рамках темы «Буран» и в 1964 году принят на вооружение ВВС. В начале 1970-х гг. он был модернизирован и получил обозначение С-24Б, в основном это коснулось двигателя, в котором использовали новый состав топлива с более стабильными характеристиками к внешней температуре и влажности. С тех пор С-24 нашел широкое распространение в войсках. С-24Б предназначался для поражения малоразмерных и площадных наземных целей. Надёжность и простота эксплуатации сделали С-24 одним из самых распространённых видов вооружения фронтовой и армейской авиации. Значительная дальность пуска и точность попадания позволили при наличии сильной ПВО противника наносить удары с безопасного расстояния. Таблица 1.4 – Тактико-технические характеристики неуправляемой авиационной ракеты типа С-24 ТТХ Калибр, мм Размах стабилизатора, мм Длина, мм Стартовая масса, кг Масса БЧ, кг Масса ВВ, кг Тип БЧ Дальность пуска, км Радиус поражения, м Калибр, мм Модификации Носители На ракете установлен С-24 240 600 2330 235 123 23,5 ОФ 2 300-400 240 С-24 - Базовая. С-24Б - Модернизированная. Отличается составом ракетного топлива. Су-7Б, Су-17, Су-25, Ми-24 усовершенствованный 38 твердотопливный двигатель с весом заряда в 72 кг с семью шашками, он имеет семь сопел, время работы РДТТ составляет 1,09-1,54 с. Для стрельбы РС используются следующие пусковые устройства — пусковые установки ПУ-12-40У, ПУ-1240УД, АПУ-7Д, АПУ-68У, АПУ-68УМ, АПУ-68-85. Ракета разгоняется до максимальной скорости полета в 396-410 м/с. Стабилизация НАР в полете обеспечивается аэродинамическими штампованными стабилизаторами и вращением вдоль продольной оси с частотой 450 об./мин, что обеспечивает на эффективной дальности стрельбы в 2000 м точность стрельбы (КВО) 0,30,4 % D. На ракете установлена осколочно-фугасная боевая часть весом 123,4 кг, из них ВВ — 23,5 кг. Для ее подрыва используется контактный взрыватель с замедлением или радиовзрыватель РВ-24 (радиус действия – 30 м). При взрыве БЧ образуется 4000 осколков с радиусом разлета 300-400 метров. Снаряд С-24 использовался с различных авиационных носителей, штурмовики Су-25 могли нести до восьми ракет, укреплений и огневых точек. Снаряды С-24 имели большую дальность и хорошую точность пуска (с дальности 2000 метров ракеты С-24 укладывались в круг диаметром 7-8 метров), особенно хорошо они зарекомендовали себя с пикирования. В начале 1980-х годов ракеты типа С-24 широко применялись в боевых действиях в Афганистане Советской Армией. Они использовались для поражения сильнозащищенных целей. Использование ракет С-24 с большой дальностью действия позволило советским летчикам уверено чувствовать при атаке в стесненных для маневра горных условиях. Для подвески 2 или 4 неуправляемых ракет С-24Б большого калибра на самолеты фронтовой авиации устанавливается пусковое устройство АПУ-68-85Э. 1.3.4 Неуправляемая авиационная ракета типа С-25 Один из самых мощных российских реактивных снарядов был создан в ОКБ-16 (КБ «Точмаш») главного конструктора А.Э.Нудельмана. Система состоит на вооружении ВВС Советского Союза с начала 1970-х годов, она 39 предназначена для поражения малоразмерных и площадных наземных целей. Ее мощная осколочно-фугасная боевая часть весом в 150-194 кг с контактным взрывателем обеспечивает поражение хорошо защищенных целей противника. При подрыве ракеты С-25-ОФ образуется 6500 осколков, у С-25-О — 10000 осколков, другой вариант ракеты С-25-ОФМ обеспечивает поражение заданных целей на площади 1820 м2. Для повышения точности попадания на ракете имеются складные аэродинамические стабилизаторы, состоявшие из четырех перьев и механизма раскрытия, кроме того НАР вращается с частотой до 600 об./мин. Твердотопливный ракетный двигатель ракеты весом в 97 кг всего за 1,95-2,86 с разгоняет снаряд до скорости 540600 м/с. Запуск производится из трубчатой пусковой установки ПУ-О-25, разработанной в КБ «Точмаш». Она представляет из себя деревянную трубу с металлической обшивкой длиной 2850 и диаметром 450 мм. К настоящему времени создано несколько модификаций ракеты С-25. С-25 использовались с дальности до 4 км для поражения сильнозащищенных целей, укреплений и огневых точек. Ракета С-25 была устойчива в полете, обладала хорошей точностью, применение неконтактных взрывателей повышало их боевую эффективность., В 1979 году на вооружение ВВС СССР принимается авиационная управляемая тактическая ракета модульной конструкции С-25Л разработанная в КБ «Точмаш». Она предназначена для поражения преимущественно прочных наземных, включая объекты бронетанковой техники, а также надводных целей в простых метеоусловиях с малых и средних высот. С-25Л выполнена по аэродинамической схеме «утка». Ракета создана на базе неуправляемой тяжелой ракеты С-25-ОФМ с установкой на нее специально разработанного блока управления (вес 42 кг). В составе блока управления имеется полуактивная лазерная система самонаведения 24Н1 (разработчик НПО «Геофизика»), блок электропневмопитания. электроники, Наведение пропорционального сближения. 40 датчики угла крена и система на проводится по методу цель Таблица 1.5 – Характеристики неуправляемых авиационных ракет типа С-25 Характеристики С-25-ОФ С-25-ОФМ С-25-О Калибр ракеты, мм 266 266 266 340 340 420 Калибр боевой части, мм Дальность стрельбы, м Скорость полета, м/с Длина, мм Размах стабилизаторов, мм Масса, кг Боевая часть 3000(эффективная) 480 511 567 3307-3560 3310-3560 3760 1050 1070 1050-1070 367-381 410-480 Осколочно-фугасная проникающего действия 370 Осколочнофугасная осколочная Масса боевой части, кг 194 150 150 Масса взрывчатого вещества, кг 27 20 58 контактный контактный радиовзрыватель РВ-25 ПУ-О-25 ПУ-О-25 ПУ-О-25 Взрыватель Блок орудий Параметром управления является угловая скорость линии визирования цели. Ее сигнал формируется на выходе следящего лазерного координатора цели, имеющего угол поля зрения — 20, максимальный угол пеленга цели — 300. Система управления также стабилизирует ракету по тангажу и курсу, она обеспечивает точность попадания 4-9 м. Между блоком управления и ракетой С-25-ОФМ имеется шарнирная развязка, которая позволяет эффективно стабилизировать блок управления в полете по крену для нормального функционирования системы управления. При выходе системы управления из строя ракета может быть применена как обычный 41 неуправляемый реактивный снаряд. В дальнейшем ракета С-25Л была модернизирована и получила обозначение С-25ЛД, в частности на новой системе увеличили дальность стрельбы. Для транспортировки, хранения и пуска ракет С-25Л и С-25ЛД используется транспортно-пусковой контейнер. Эти ракеты могут применяться с самолетов Су-17М3 (М4), Су-24М, Су24МР, Су-25, Су-25Т и др. с системами лазерной подсветки типа «Клен», «Кайра», «Орлан». Время подвески на носитель составляет 2-3 минуты. Стрельба ведется с трубное пускового устройства О-25Л с корпусом из дерева с металлической обшивкой (длина 2866 мм, диаметр корпуса – 370 мм, масса с ракетой 474 кг и масса пустого 65 кг. Конструктивнокомпоновочная схема позволяет использовать на ракете С-25ЛД модули с различными вариантами ГСН: тепловизионной, телевизионной, радиолокационной. НАР входили в состав основных видов оружия авиации США и НАТО во время боевых действий в Корее, Вьетнаме, Югославии, Афганистане и Ираке. Они широко использовались в конфликтах на Ближнем Востоке. О масштабах применения НАР и их роли говорят те факты, что в период войны во Вьетнаме объем выпуска неуправляемых ракет в США достигал 750 тысяч штук в год. В настоящее время в странах НАТО производственные возможности предприятий, специализирующихся на выпуске этих ракет, позволяют (при необходимости) выпускать до 300 тысяч штук в месяц. Наибольшее распространение получили неуправляемые ракеты малого калибра 51 - 90 мм, причем в качестве основного в странах НАТО принят калибр 70 мм. В настоящее время усовершенствованные ракеты РРАК производятся по лицензии в Бельгии, аналог этой ракеты - НАР 8ВАТ-70производятся в Бразилии. Ракеты РРАК и 8ВАТ-70 поставляются в страны Азии, Африки и Латинской Америки. На смену ракетам РРАК в конце прошлого века в США разработана система ракет Нус1га-70, которая 42 получила двигатель повышенной энергетики, новую конструкцию стабилизаторов и соплового блока. Кроме того, расширяется номенклатура боевых частей, и повышается их эффективность. Ракеты производятся на заводах фирмы Оепега, ежегодный объем выпуска которых составляет 3-5 тысяч в год. Параллельно с принятием на вооружение в НАТО системы НАРНуота70 Канадской фирмой создана самая скоростная на сегодняшний день неуправляемая ракета СКУ7. Она имеет модули двигательной установки, которые оптимизированы для применения с самолетов, вертолетов и различаются по типу пусковых устройств, распространенных в странах НАТО (с удержанием ракеты чекой или кольцом), и десяти модулей боевых частей, половина из которых унифицирована с ракетами Нус1га-70, а остальные разработаны вновь. В развитии НАР за рубежом прослеживается устойчивая тенденция повышения их скорости до -1000 м/с (в серийном производстве) и даже 12001300 м/с (ожидается после 2010 г.), а параллельно и дальности полета до 8 12 км за счет совершенствования ракетных двигателей твердого топлива. Основные пути повышения энергетики ракетных двигателей НАР связанных применением зарядов из смесевого твердого топлива с повышенным удельным импульсом (2400 - 2500 м/с). Повышение калорийности топлив базируется на применении в них активных связующих (глицилазидные полимеры и оксетаны), высокоэнергитических пластификаторов (полиглицидилнитраты и др. соединения) и новых мощных окислителей. За счет применения новых конструкционных материалов (угле- и органопластиков, а также высокопрочных сталей) возможно улучшение массового совершенства двигателей с 0,6 до 0,2 - 0,3. Точность попадания НАР увеличивается в основном за счет конструктивных доработок - использования тангенциальных каналов на выходной части сопла, обеспечивающих вращение ракеты в пусковом устройстве и на активном участке полета ракеты, совершенствования 43 технологии и уменьшения разброса массогабаритных параметров, а также за счет увеличения среднетраекторной скорости и скорости вращения ракеты. Для ракеты СЯУ7 техническое рассеивание на максимальной дальности не превышает значений 3 - 4 тысячных дистанции. Возможность применения НАР с дальности 6 - 8 км и более с сохранением требуемых значений точности повышает вероятность выживания самолета-носителя (вертолета) в условиях противодействия войсковой ПВО противника. За период с начала 90-х годов прошлого века по настоящее время за счет совершенствования ракетных двигателей получен прирост характеристик зарубежных НАР по скорости в 2 - 2,4 раза и по дальности применения в 2 раза. По предварительным оценкам, это позволит поднять эффективность боевого применения авиационных комплексов при нанесении ударов с пуском этих ракет в 1,5-2 раза. НАР основного назначения классифицируют по типам боевых частей(БЧ). Обычно по целевому назначению их объединяют в следующие группы: 1. Фугасные (Ф), осколочно-фугасные (ОФ) или многоцелевые (по зарубежной классификации) БЧ - используются против живой силы (ЖС), небронированной техники, радиолокационных станций средств ПВО, самолетов и вертолетов на открытых стоянках. 2. Кумулятивные (К), кумулятивно-осколочные (КО) БЧ – используются для поражения тяжелой бронированной техники, инженерных сооружений и кораблей малого класса. 3. Проникающие, бронебойные, полубронебойные БЧ – используются для поражения аэродромных укрытий, фортификационных и инженерных сооружений, укрепленных объектов, бронетанковой и бронированной техники, кораблей малого класса. 4. Кассетные БЧ с КО и ОФ боевыми элементами - применяются для поражения бронированной и небронированной техники сверху, ЖС в окопах, траншеях и на местности. 44 5. Кассетные БЧ со стержневыми поражающими элементами широко распространены за рубежом, причем по весу стреловидных стержней они делятся на: - легкие для уничтожения ЖС и небронированной техники; - средние для поражения легкой бронированной техники, самолетов и вертолетов; - тяжелые для поражения бронированной техники и инженерных сооружений. Повышение эффективности современных НАР калибра 70 мм у цели связано с созданием новых боевых частей кассетного типа с кумулятивно осколочными или стержневыми поражающими элементами для уничтожения живой силы и легкоуязвимой техники. С целью замены ряда морально устаревших боевых частей (полубронебойной, противокорабельной, фугаснобронебойной) разработана новая универсальная проникающая БЧ с осколочно-зажигательным действием, предназначенная для поражения бронированной техники, кораблей малого класса, авиационной техники в ангарах и типовых укрытиях. Высокая проникающая способность ракеты обеспечивается большой скоростью встречи и ввертываемым в головную часть пробойником, изготовленным из высокопрочного сплава. При срабатывании БЧ ее корпус дробится на заранее спрофилированные осколки (более 1000), обладающие зажигательным эффектом. Дальнейшее совершенствование поражающего действия боевых частей НАР зарубежные специалисты связывают с реализацией стратегической программы «Исследование энергетических материалов», основной целью которой является поиск новых рецептур взрывчатых составов, обеспечивающих повышение их энергетики. Неуправляемые авиационные ракеты калибра 70 мм являются основным средством поражения боевых вертолетов и самолетов- штурмовиков большинства зарубежных стран. Объемы ежегодного производства 45 ракет данного типа-размера составляют порядка 10 тысяч штук и могут быть резко увеличены в случае возникновения вооруженных конфликтов. За рубежом, в первую очередь в странах НАТО, постоянно ведутся работы по совершенствованию неуправляемых авиационных ракет малого калибра. При разработке ракет применяется модульный принцип построения и унификация по узлам и агрегатам. Используется комплексный подход к повышению их эффективности за счет увеличения скорости полета, дальности стрельбы, повышения точности попадания и могущества боевого снаряжения. Таблица 1.6 – Сравнительная характеристика современной системы НАР ВВС РФ с зарубежными аналогами АВИАЦИОННЫЕ НЕУПРАВЛЯЕМЫЕ РАКЕТЫ Тип Тип БЧ1 Калибр, мм Длина, мм Масса, кг Масса БЧ, кг Масса ВВ, кг Дально сть пуска, км 7.41 3.63 3.6 4.3 32.2 31.8 123 150 190 23 0.6 2.15 0.9 1 7 4.5 2.2 3 4 4.5 1.6-3 1.1-3 2 4 4 1.1-4 РОССИЯ С-8БМ С-8ДМ С-8КОМ С-8ОМ С-13-ОФ С-13Т С-24Б С-25-ОФ С-25-ОФМ С-13 ББ ОД К ОСВ ОФ П ОФ ОФ ОФ Б 80 80 80 80 122 122 240 340 340 122 1540 1700 1570 1630 1800 1800 2330 3307 3310 2900 15.2 11.6 11.3 12.1 68 75 235 381 480 60 1.92 ГЕРМАНИЯ W.Gr.42 WK Schlange Panzerblitz ОФ ОФ ОФ О,К 210 280 55 78 1260 1250 790 705 46 110 82 3.50 6.6 38.6 50 1 0.5 3 Продолжение таблица 1.6 2 Hydra 70 Zuni MightyM ouse MB-1 Jinny КМБ КМБ2 ОФ 70 127 76 ОФ 370 ТВА 100 ТВА 68 2 КМБ КМБ2 100 68 ARF/8M2 Falco Medusa ОФ ОФ,К ОФ,П 51 122 81 2 inRocket СVR7 Ф,ББ 81 КМБ2 70 США 1805 2931 1220 11.9 56.3 2-7.2 до26 0.65 8.83 4 3 110 2кТ (W25) 9.2 до18.2 0.8-3 4 3 2.2 до32 10 3 4 6 1.475 2.5 6.60 до8 6.5 ФРАНЦИЯ 2480 42.6 1165 6.26 ИТАЛИЯ 1048 4.8 2716 58.4 1900 18.9 ВЕЛИКОБРИТАНИЯ 1219 4.54 1040 КИТАЙ 55 мм НУР Тип 1 90 мм НУР Тип 1 ОФ 55 915 3.99 1.37 2 К 90 1270 14.6 5.58 3 SURA SNORA ОФ,К ОФ,К 81 81 3-4.5 до11 2.5 2.5 FFAR КМБ2 70 до7 6-9 M/70 К,ББ 135 20.8 3 SBAT-70 SKYFIRE -70 M-8 SKYFIRE -70 M-9 ББ,Д ОФ,К 70 70 4 3.8 3 9.5 ОФ,К 70 3.8 10.8 1 ШВЕЙЦАРИЯ 1212 14.2 1785 19.7 БЕЛЬГИЯ 1190 11.9 ШВЕЦИЯ 2165 44.6 БРАЗИЛИЯ 1222 1495 11 1430 11 ОФ - осколочно-фугасная, П - проникающая, ОСВ - осветительная, Д - дымовая, К - камулятивня, ОД - объемно-детонирующая, ББ - бронебойная, Б - бетонобойная , 2 КМБ - различные комбинации, при разных модификациях. 47 2 Обоснование оптимальных конструктивно массовых параметров (КМП) РДТТ НАР и наполнения кассетной боевой части (КБЧ) 2.1 Методика, вычислительный алгоритм обоснования оптимальных КМП РДТТ НАР В наиболее общей постановке задача оптимизации параметров НАР (в том числе НАР с КБЧ) формулируется следующим образом: заданы стартовая масса ракеты m1 (или масса её боевой части mбч) и общие тактические требования, в которых ракета должна примениться. Требуется обосновать дополнительную скорость ракеты ℧д, время работы tк и среднюю тягу двигателя P (следовательно, и суммапный импульс тяги I ∑= P ∗ tk ) [16- 18]. Типичная схема применения НАР в системе координат ℧-D (скорость- дальность) приведена на рисунке.2.1. υ υ0 υК υ1 D 0 = D D min max D Рисунок 2.1 – Зависимость «℧ - D» Из схемы видно, что основными тактическими требованиями, предъявляемыми к НАР, являютя диапазон дальностей пуска Dmin…Dmax, скорость носителя ℧1 в момент схода ракеты, а также скорость ракеты в конце траектории ℧k при пуске на максимальную дальность. Заметим, что 48 величина Dmin определяется возможностями создания необходимой зоны разлёта суббоеприпасов, а также условиями безопасности. Dmax зависит от энергетических возможностей двигателя ракеты, а ℧kоднозначно связана с характеристиками рассеивания ракеты и условиями встречи суббоеприпасов с целью. Связь указанных выше величин с искомыми параметрами ℧д, tk, P и I ∑ можно установить, используя систему уравнений, определяющих математическую модель ракетного двигателя твёрдого топлива (РДТТ) m1 = mбч + mТ + mдв = mбч + mТ + mk + mд (2.1) m= CT ∗ RK3 T (2.2) m= CK ∗ RK3 K (2.3) m= Cд ∗ RK3 д (2.4) 2 CT = ∏ ∗℘1∗Πρt1∗η ∗(1−η ) CK = RK = ∏2 (2.5) 2∗∏ 2 ∗ kδ ∗k K ∗kr ∗kt ∗ ρ M ∗℘1 ∗ pm1 ∗(1−η ) σ в ∗Π1 mбч η ∗ρ p ∗℘1 ∗(1−η )∗( λ T − 2∗kδ ∗kk ∗kr ∗kt ∗ ρ M ∗σ r ) −Сд Π1 в (2.6) (2.7) 1 υ ( t ) 1−ν kt = υ ( tзз2 ) 1 (2.8) υ (t зi ) = T0 −(Ttз0 −tн ) (2.9) i 49 (2.10) S ℘1 =∏ R 2δ1− S K T1 S η = RTK1 (2.11) Π1 =RΠK1 (2.12) бч m mm= = 1 mT λ m= = 1 − mt α 1−α ∗λ 1+ λ (2.13) mT mбч + mдв (2.14) pm1 mд + mK = mT =Α( η + в ∗ η ∗(1Π−1 η ) ) Α = 2∗kδ ∗kσKв∗∗kρrT∗kt ∗ρM в = 2∗∏2 ∗℘ ∗Ckд∗∗kσ в ∗k ∗k ∗ρ δ 1 Iу= R ∗ TК ∗ (ϕ1 ∗ K k −1 k 2k k −1 (1 − p ) + = N k ∗( ξ = 2 50 r t ξ2 ϕ2 ∗ N 2 k +1 N∗ ) (2.15) (2.16) M ∗ p ∗ (1 − ppан )) (2.17) (2.18) k +1 k −1 (2.19) k −1 2∗ k (2.20) k +1 2 pk − p k pа p p= = pн ε∗p (2.21) I ⋅m ⋅λ = (1у+λ 1)⋅t ; p1 = I у ⋅ m (2.22) а tа = Dmin = υ Dа Iу 2∗ I у ∗υ01 υ υ01 + 2 ∗1+λλ ∗(1−( υ 01 )2 ) 1− 13 ∗1+λλ (1− 2 ) пр υпр p2 = 2 C x ∗ρон ∗υпр 2 2 ∏∗С x ∗ρон ∗D 2p ∗υпр 8 = υд =I у ∗ ln(1 + λ ) υпр 2 υдп = ∗ ln( υа =∗ υu exp( υпр +υа υпр −υа ∏∗C x ∗ρон ∗D 2p (1+ λ ) 8∗m1 ∗ υпр −υ01 υпр +υ01 ) u= u1 ∗ pν В уравнениях (2.1)…(2.28) введены следующие обозначения: m1 - общая масса неуправляемой авиационной ракеты; mт - масса топлива (масса порохового заряда РДТТ); mк - масса цилиндрической части камеры двигателя; 51 (2.24) (2.25) ∗ ( Dmax − Dmin )) mбч - масса боевой части (или масса КБЧ); (2.23) (2.26) (2.27) (2.28) mд - масса дополнительных элементов двигателя; Cк, Cт, Cд - коэффициенты пропорциональности; Rк - внутренний радиус камеры двигателя; ρТ - плотность пороха (твёрдого топлива); ℘1 - параметр проф. Ю.А. Победоносцева; η1 - коэффициент заполнения торца; Π1 - относительный периметр заряда РДТТ; kδ - коэффициент запаса прочности стенки камеры; kк - коэффициент, учитывающий разброс максимального давления pm2 при максимальной начальной температуре заряда и определяющий расчётное kr ∗ pm2 (обычно kr = 1.1…1.15); давление p= r kt - коэффициент, учитывающий увеличение максимального давления в камере при рассматриваемой начальной температуре заряда t з2 по сравнению с максимальным давлением pm1 при минимальной начальной температуре заряда t з1 ; T0 - температурная константа пороха; tн - начальная температура заряда (обычно tн = 18…20°C); t зi - рассматриваемая начальная температура заряда ( t зi = t з1 , или t зi = t з2 ) υ (t з1 ) , υ (t з2 ) - температурные коэффициенты; ρ m - плотность материала камеры; σ в - допустимое напряжение материала камеры; Sδ1 - начальная площадь боковой горящей поверхности заряда; SТ1 - начальная площадь торца заряда; m - энергомассовый критерий оптимизации; λ - относительная масса топлива (отношение массы топлива к пассивной массе ракеты); α - коэффициент массового совершенства двигателя; 52 I у -удельный импульс тяги РДТТ; R - универсальная газовая постоянная; TК - температура газов в камере; k - показатель адиабаты Пуассона; p - относительное давление в выходном сечении сопла; pа - давление на срезе сопла; p - среднее давление в камере двигателя; ε - степень нерасчётности режима работы сопла; ξ - степень расширения сопла; pн - наружное давление окружающей среды; ϕ1 - коэффициент скорости истечения (обычно ϕ1 = 0.95…0.98); ϕ2 - коэффициент расхода ( ϕ2 = 0.95…0.98); N - газодинамическая функция; p1 - средняя тяга двигателя в пустоте; p2 - средняя тяга двигателя в воздухе на высоте H; m - средний секундный расход топлива; tа - время работы двигателя на активном участке полёта ракеты, принимается равным tк ; υ - средняя скорость полёта ракеты; Dа - дальность полёта ракеты на активном участке траектории ( обычно принимается равной Dmin ); υ01 - начальная скорость полёта ракеты; υпр - «предельная» скорость ракеты, т.е. такая максимальная скорость ракеты в воздухе, при которой её тяга уравновешивается силой лобового сопротивления воздуха; ρOH - плотность воздуха на высоте H; C x - коэффициент силы лобового сопротивления; 53 D р - диаметр корпуса ракеты (калибр); υд - дополнительная скорость ракеты, определяемая в предположении, что υ01 = 0 и полёт ракеты происходит в пустоте; υдп - «потребная» дополнительная скорость ракеты, т.е. такая скорость, при которой в условиях полёта в реальной атмосфере и при скорости пуска υ01 ≠ 0 скорость ракеты в конце активного участка будет равна υа ; u1 ,ν - экспериментальные коэффициенты в степенном законе скорости горения. Чаще всего в качестве оптимизирующего параметра РДТТ НАР рассматриваются коэффициент заполнения торца η и максимальное давление в камере pm1 при минимальной начальной температуре заряда t з1 . В некоторых случаях, например, при проектировании двигателей с повышенным рабочим двигателем в камере, оптимизируют параметр Победоносцева ℘1 , который является функцией pm1 , т.е. ℘1 =℘1 ( pm1 ). В данной работе в качестве критерия оптимизации параметров НАР был взят энергомассовый критерий m , определяемый выражением (2.13). Очевидно, что при решении поставленной задачи необходимо добиваться получения максимума параметра m . Так как входящие в (2.13) величины, λ и α представляют собой функции двух оптимизирующих параметров p и η (см. формулы (2.2)…(2.7), (2.14)…(2.17), поэтому в общем случае критерий m является также функцией двух величин, т.е. m = m( p,η ) . В ряде случаев удаётся установить, что эта функция имеет по обеим переменным аналитический максимум, который находится путём решения системы уравнений: dm dη = 0 ; dm dp = 0 54 Наиболее просто данная система уравнений решается в случае, когда рассматривается расчётный режим работы двигателя, при котором ε = I (т.е. pа = pн ). После вычисления соответствующих производных и выполнения целого ряда преобразований можно получить следующую систему уравнений: η1 = (1 + x) ⋅ (1 − 1+xx ) , 1+ y (1− y )2 A⋅C A⋅C + κ + ( y + κ ⋅x ) ⋅ kκ η2 = 2 − 4 в которой для удобства введены следующие обобщённые величины: A= 2* kδ * kк * kr * kt * ρM , σ в * ρT C* p X = Ã* pн , = y A* pн p C *Π C = Õ2 *д A* p1 ; M C* p 2 K Ã = Ã 2 * p dÃdp ; н 2k * λ * (p k - 1) - 1 . k -1 ln(1+λ) 1-k Индексы при η свидетельствуют о том, что выражение (2.31) для нахождения первого из них (η1 ) получено из уравнения (2.29), а второго (η2 ) - из уравнения (2.30). Так как указанные уравнения должны решаться совместно, то решение должно удовлетворять условию η1 ( p ∗ ) = η2 ( p ∗ ) . При этом, естественно, значения параметров ∗ ∗ ∗ p ∗ и η= 1 ( p ) η= 2 ( p ) η будут соответствовать оптимальным. Решение системы уравнений (2.31) и (2.32) может осуществляться разными методами. В данной работе определение оптимальных параметров НАР с РДТТ производится аналитически, с использованием метода итерации. В соответствии с постановкой задачи общий алгоритм оптимизации имеет следующий вид: 55 1. Задаются: m1 , D p , υ1 , Dmin , Dmax , υк . 2. Предварительно выбираются конструктивная схема двигателя, заряда РДТТ, характеристики масса и пороха и коэффициенты, определяются являющиеся в соответствующие условиях задачи константами. 3. (1) Задаются параметры итерации: первые приближения p (1) , λ (1) , υпр ; шаги итерации δ p , δλ , δυпр ; погрешности вычислений - ∆υпр , ∆λ , ∆η . 4. С использованием табулированного графика p = p (κ ) (рис.2.2) находится соответствующее значение κ = κ ( p ) , по формулам (2.18)…(2.21) определяется величина I у . 5. С использованием формул (2.22)…(2.24) вычисляются методом итерации значения p1 и p2 . Процесс итерации заканчивается при условии, ∗ ∗ что= p ∗ p= p2 (υпр ) с требуемой точностью 1 (υ пр ) ∆υпр . Тем самым находится оптимальное для рассматриваемых условий значение средней тяги p ∗ , развиваемой РДТТ и предельной скорости υпр∗ . 6. По формулам (2.25) и (2.26) определяется методом итерации значения υд и υдп , т.е. с заданной погрешностью ∆λ находится такое = υд значение λ ∗ , при котором ∗ ∗ ∗ υ= д (λ ) υдп (λ ) . Тем самым вычисляется оптимальное значение дополнительной скорости υд∗ . 7. Совместным решением уравнений (2.29) и (2.30) находится такое оптимальное значение p∗ , двигателя при котором обеспечивается ∗ ∗ η ∗ η= оптимальность величины η ∗ , определяемой из условия= 1 ( p ) η2 ( p ) . 8. По формуле (2.13) находится оптимальное значение энергомассового критерия оптимизации m∗ . 9. С использованием соответствующих расчётных формул, взятых, например, из [18-20], определяются геометрические соотношения заряда РДТТ и параметры самой ракеты. 56 m pm1 , Мпа 1 140 130 120 110 100 90 120 140 160 180 200 220 240 H Рисунок 2.2 – Зависимость «χ- pm1». Данный алгоритм оптимизации параметров НАР был реализован в машинной программе в пакете прикладных программ Mathcad 15 [21]. Блоксхема программы представлена на рис.2.3 (распечатка программы дана в Приложении А). Программа реализует описанный выше алгоритм применения метода итерации, позволяющий получить значения трёх обобщённых величин относительной массы топлива, предельной скорости ракеты и рабочего давления в камере двигателя. 57 Начало Ввод исходных данных p = p0 H , J y , ∂∂Hp λ = λ0 0 υпр = υпр υ , p1 , p2 υ= υпр − δυпр пр - p10 − p20 + υ= υпр + δυпр пр + λ= λ − δλ + p= p + δp 0 ∗ ∗ p1∗ , υпр , υдп 0 C П , υа , υдп λ= λ + δλ - υд0 − υдп0 0 λ = λ, ∗ υд∗ = υд x , η1 , k℘ , D , y , η2 p= p − δp - η1 − η2 0 Определение параметров РДТТ Вывод на АЦПУ Конец Рисунок 2.3 – Блок-схема программы оптимизации КМП РДТТ НАР 58 2.2 Выбор исходных данных и расчёты по определению оптимальных КМП РДТТ НАР. Результаты современных исследований по оценке эффективности авиационного вооружения показывают, что при действии авиации по большинству фронтовых наземных целей максимальная эффективность достигается массированным применением боеприпасов малого калибра, принудительно рассматриваемых на значительной по размерам площади. Этот вывод заставляет весьма интенсивно совершенствовать и разрабатывать новые виды кассетно-контейнерного оружия. При обосновании РДТТ НАР (включая НАР с КБЧ) в числе исходных данных задаётся стартовая масса ракеты m1 . Так как преимущества ракет с КБЧ наиболее полно проявляются при применении НАР крупного калибра, то требуемое значение величины m1 определим, исходя из условия максимальной загрузки точки подвески ЛА. На современные самолёты ОТА устанавливается, как правило, балочные держатели третьей весовой группы, обеспечивающие подвеску АСП массой до 500 кг. Если обозначить относительную массу пускового устройства (ПУ) ракеты ( mпу ) через β пу = mпу m1 , тогда масса ракеты вместе с массой ПУ, исходя из условия максимальной загрузки точки подвески, будет определяться выражением: (1 + βпу ) ∗ m1 = 500 Исследования показали, что при обосновании РДТТ крупной НАР с КБЧ, для подвески и пуска которой используется полозковое ПУ (типа АПУ68М, применяемое для С-24Б, Р-23М, Р-55 и др.), коэффициент β пу целесообразно принять равным 0,11. Выбор ПУ полозкового типа обусловлен тем, что оно практически не влияет на аэродинамику ЛА после пуска ракет и тем самым, не уменьшает его тактический радиус действия. 59 При β пу = 0,11 из условия (2.36) получим, что крупнокалиберная НАР должна иметь массу m1 = 450 кг. Рассмотрим вопрос, касающийся выбора рациональных конструктивных параметров РДТТ. Как было указано в п. 2.1, в качестве критерия оптимизации параметров НАР с КБЧ в работе принят энергомассовый критерий оптимизации m , определяемый формулой (2.13). Из формулы видно, что при рассчитанном оптимальном значении величины λ ∗ , значение критерия m будет тем больше, чем коэффициент α . Однако α для конкретного вида топлива зависит в первую очередь от геометрической формы и числа шашек порохового заряда РДТТ, а также от прочности материала камеры двигателя. Анализ конструкций РДТТ существующих НАР показывает, что наименьшие значения параметра α удаётся получить за счёт применения пороховой шашки со звездообразным каналом, у которой торцы и наружная поверхность забронированы. В результате исключения течения горячих газов вдоль стенок камеры значительно уменьшается количество отводимого от газов тепла и снижается температура внутренней стенки камеры. Таким образом, в этом случае появляется возможность применять в качестве материала камеры двигателя лёгкий алюминиевый сплав (например, типа В-96). Исходя из вышеизложенного, в данной работе принят РДТТ рассмотренной схемы. При выборе (или обосновании) величины дополнительной скорости υд для НАР крупного калибра с КБЧ необходимо иметь в виду следующее. Как известно, эффективность любых АСП при условии оптимальной организации их боевого применения однозначно определяется численным значением параметра A1 ,который для НАР с КБЧ может быть записан в виде: nнар ∗nпэ ∗S Ппэ A1 = 2∗ρ 2 ∗σ ∗σ xг zг Вместе с тем, исходя из условия максимума параметра A1 , оптимальные значения υд∗ для крупнокалиберных НАР с КБЧ, имеющих 60 оптимальным образом спроектированный РДТТ, должны находиться в диапазоне 150…200 м/с, т.е., в среднем можно принять υд∗ = 175 м/с. Учитывая обоснованию сказанное, для проведения конструктивно - массовых оценочных параметров расчётов НАР по выберем следующие исходные данные: - тактические условия: υ1 =200…300 м/с; υк =150…350 м/с; Dmin =1000 м; Dmax = 4000 м; - характеристики ракеты: m1 = 450 кг; D р = 0,250…0,475 м; - характеристики топлива (марка пороха – БНК, форма канала – 9 – лучевая «звезда»): ρТ = 1,6×103 кг/м3; R = 355,3 Дж/(кг×K); TK = 2250°K; k = 1,24; T0 = 340° K; u1 = 14,6×106 м/(с/Па); ν = 0,41; kt = 2,314; - характеристики материала камеры (дюралюминий В-96): ρ М = 2,7×103 кг/м3; σ в = 3,0×108 Па; - общие данные, характеризующие двигатель: Cд = 50×103 кг/м3; kδ =1,2; ϕ1 = 0,95; ϕ2 = 0,95; kk = 1,1; kr = 1,15; ρон = 1,225 кг/м3; ε = 1,0; Для всего диапазона значений Dр расчётные величины, соответствующие конкретным значениям υ1 и υк , принимались по данным таблицы 2.1. Таблица 2.1 – Значения расчётных величин диапазона значений D р Скорость, Номера расчётных вариантов м/с 1 2 3 4 5 6 7 8 9 ℧1 200 250 300 200 250 300 200 250 300 150 200 250 200 250 300 250 300 350 ℧К Результаты расчётов представлены в виде графиков на рисунках 2.4…2.9, причём на рисунке 2.5 кривая 1 соответствует зависимости mБЧ (υд ) , а кривая 2 - m(υд ) . 61 М449.343 бч, кг 450 M .á÷1 иант ⟨1⟩ M .á÷ иант 2 M .á÷ ⟨2⟩ 400 иант 3 M .á÷ ⟨3⟩ иант 4⟨4⟩ M .á÷ иант 5⟨5⟩ 350 M .á÷ ⟨6⟩ иант M .á÷6 ⟨7⟩ M .á÷7 иант M .á÷ ⟨8⟩ 300 иант 8 иант 9 262.629 250 0.3 0.35 0.25 0.4 Др,0.5м 0.45 Ä.ð Рисунок 2.4 – Зависимость « D р - mБЧ ». 449.343 1 450 0.999 0.9 400 0.8 Мбч,M .á÷ кг 350 m m 0.7 300 0.6 262.629 250 0 1.651 100 300 200 400 V , м/с V Д .ä Рисунок 2.5 – Зависимость «υд - mБЧ » 62 0.5 500 0.584 ,м дв2.986 ант 1⟨0⟩ L .äâ ⟨1⟩ ант L.äâ2 ⟨2⟩ 2.5 L.äâ ант 3 L.äâ ⟨3⟩ ант 4 L.äâ ⟨4⟩ ант 5⟨5⟩ L.äâ 2 6⟨6⟩ ант L .äâ ⟨7⟩ ант L.äâ7 ⟨8⟩ 1.5 L.äâ8 ант ант 9 1 1 0.25 0.3 0.35 Ä Др,.ð м 0.4 0.45 0.5 Рисунок 2.6 – Зависимость « D р - Lдв » м0.17 ∆R ⟨0⟩ нт 1 ⟨1⟩ 0.15 ∆R т 2 ⟨2⟩ ∆R т 3 ⟨3⟩ ∆R т 4⟨4⟩ ∆R т∆R5 ⟨5⟩ т∆R6 ⟨6⟩ 0.1 т∆R7 ⟨7⟩ т∆R8⟨8⟩ т 9 0.056 0.05 0.3 0.4 0.35 0.25 0.45 Ä Д.ðр, м Рисунок 2.7 – Зависимость D р - ∆ ⋅ 10 63 0.5 2 457.073 500 , м/с ⟨0⟩ V.ä иант 1 ⟨1⟩ V.ä 400 иант 2 ⟨2⟩ V.ä иант 3 ⟨3⟩ V.ä иант 4 ⟨4⟩ V.ä 300 иант 5 V ⟨5⟩ иант .ä6 V ⟨6⟩ 200 иант .ä7 ⟨7⟩ иантV.ä8 ⟨8⟩ иантV.ä9 100 1.651 0 0.3 0.35 0.25 ÄД .ðр, м 0.4 0.45 0.5 Рисунок 2.8 - Зависимость « D р - υд » 100 80 60 M T , кг 40 20 0 0.5 1 LLдвäâ, м 2 Рисунок 2.9 - Зависимость « Lдв - mТ » 64 2.5 3 Из анализа графиков видно, что с увеличением калибра БЧ D р : - уменьшается масса боевой части mбч (рис.2.4); - возрастают: потребная дополнительная скорость υд ракеты (рис.2.8), длина двигателя Lдв (рис.2.6) и «зазор» ∆R= ( D р − Dдв ) / 2 (рис.2.7). Результаты показывают, что чем больше значение υ1 или υк (при фиксированном калибре D р ), тем меньшие значения принимают величины mбч и△, и тем больше дополнительная скорость υд и длина двигателя Lдв . Такой характер изменения параметров РДТТ можно объяснить следующим образом. С увеличением диаметра ракеты D р возрастает её сила лобового сопротивления, вследствие чего, из-за необходимости сохранения заданного значения конечной скорости υкон должна быть увеличена тяга двигателя P и, следовательно, масса топлива mТ и самого РДТТ - mдв . При этом возрастут и его геометрические характеристики Lдв и Dдв . В конечном счёте это ведёт к уменьшению полезной нагрузки mБЧ (так как величина m1 фиксирована) и увеличению зазора△, так как увеличение Dдв происходит медленнее, чем D р . Возрастание тяги p также неизбежно приводит к росту величин υд . Очевидно, что при изменении значений υ1 и υк будет происходить изменение тяги p , что приведёт к соответствующему изменению рассмотренных выше параметров РДТТ. Следует заметить, что при возрастании дополнительной скорости υд параметры mБЧ и m , независимо от значений величин υ1 и υк , практически линейно убывают (рис.2.5). Таким образом, графики, представленные на рисунках 2.4…2.9, позволяют при заданных значениях параметров, характеризующих тактические требования ( υ1 , υк , Dmin , Dmax ), а также общей массе ракеты m1 = 450 кг и обоснованном значении величины υд , определить основные ТТХ НАР с КБЧ. 65 Последовательность работы с графиками может быть следующая: 1. Задаёмся требуемым значением величины υд∗ = 175 м/с и с ∗ использованием кривой 1 на рис.2.5 определяем, что mБЧ = 370 кг. 2. Пользуясь зависимостью на рис.2.4 для конкретных значений υ1 и υк (см.табл.2.1), определим калибр ракеты D р фактически ровный калибр БЧ. Учитывая тот факт, что при обосновании υд , как правило, считается, что скорость носителя находится в диапазоне υ1 =200…300 м/с, а скорость ракеты υ К в настоящее время ( для непроникающих БЧ) не оговаривается вообще, примем эти величины также средними значениями, т.е. υ1 = υк = 250м/с. Тогда по кривой 5 находим, что D р = 0,410 м. 3. Следует соответствующее отметить, что требуемое значение Dр , заданному значению υд , можно получить напрямую, используя зависимость υд = υд ( D р ) рис.2.8. 4. По графику на рис.2.6 находим, что Lдв = 2,2 м. 5. Dр − 2 ∗ ∆ = Из рис.2.7 определяем, что ∆ = 0,128 м, т.е. D= дв 0,154 м. 6. По рис.2.9 находим, что mТ = 37 кг. Рассчитанные графики позволяют продолжить простой инженерный способ определения рациональных параметров НАР. Для этой цели графики (рис.2.4…2.9) целесообразно объединить в одну общую номограмму, пример которой представлен на рис. 2.10. Использование такой номограммы проиллюстрировано рассмотренным примером. Итак, НАР с КБЧ, двигатель которой позволяет получить υд = 175 м/с, должна иметь следующие основные параметры: m1 = 450,0 кг; mТ = 37,0 кг; Lдв = 2,200 м; mБЧ = 370,0 кг; D р = 0,410 м; Dдв = 0,154 м; m = 0,822; ∆ = 0,128; 66 2,5 2,0 1,5 20 40 60 80 0 0,3 0,35 0,40 0,45 0,40 0,45 Мбч, кг 0 400 0 350 0 300 Результат 1 Результат 2 0 100 200 300 0,3 400 ВХОД 0,35 1 dR, м 5 0,15 Результат 3 0,125 Условия расчета - m1 = 450 кг - порох марки БНК - форма канала шашки: 9-лучевая звезда - материал камеры В-96 0,1 0,075 0,3 0,35 0,40 0,45 5 Рисунок 2.10 - Способ определения рациональных параметров НАР 67 При обосновании НАР с данными конструктивными параметрами предполагалось, что КБЧ таких ракет имеют ПЭ фугасного, осколочного, кумулятивного и другого типа, т.е. такие ПЭ, которые не обеспечивают проникающее действие. Если ракета предназначена для поражения целей, находящейся в … (разобрать слово), то, как показывает анализ существующей системы НАР (см. табл. 1.1), она должна иметь значительно большую дополнительную скорость υд (до 460…600 м/с). Расчёты, проведённые по вышеизложенной методике, показали, что если задать υд = 600 м/с (это возможно, например, при υ1 = 250 м/с и υ К = 450 м/с), то НАР с массой m1 = 450 кг и калибром D р = 0,410 м будет иметь следующие характеристики: mБЧ = 252,0 кг; mТ = 98,0 кг; Lдв = 2,2 м; m = 0,567; ∆ = 0,099 м; Dдв = 0,210 м; Учитывая тот факт, что практически всегда Dдв в оптимальном варианте оказывается существенно меньше D р , а масса mБЧ составляет более 50 % общей массы m1 ракеты, наиболее целесообразно выбрать такую конструктивную схему ракеты, боевая часть которой состояла бы из двух модулей: головной БЧ, расположенной впереди, и кольцевой БЧ, размещённой над двигателем (рис.2.11). Выбор такой конструктивной схемы ракеты обусловлен ещё и тем, что, как показали предварительные расчёты, длина головной БЧ (определяемой из условия достижения допустимой массы mБЧ ) должна иметь длину не более 1,3 м, тогда общая длина НАР с КБЧ не превысит 4,0 м. При обычной конструкции НАР длина ракеты будет недопустимо велика (более 5,2 м), так как в этом случае вся БЧ (общей длиной более 2,5 м) будет располагаться впереди двигателя. Хвостовое оперение ракет выбранной конструктивной компоновки может быть жёстким надкалиберным, так и складывающимся, размещаемым над двигателем в задней части кольцевой БЧ. 68 Рисунок 2.11 – Конструктивная схема НАР 1 - цилиндрическая БЧ; 2 - кольцевая БЧ; 3 - поражающий элемент; 4 - центральная труба - газовод; 5 - РДТТ; 6 - термоизоляционная прокладка; 7 хвостовое оперение; 8 - сопловой блок; 2.3 Методика, вычислительный алгоритм и рациональной укладки суббоеприпасов в КБЧ. Ранее была показана возможность и целесообразность сокращения номенклатурного состава существующей системы НАР самолётов ОТА без снижения эффективности системы, т.е. без увеличения потребного числа самолётовылетов. Дальнейшее уменьшение номенклатуры системы НАР без каких-либо дополнительных мер по её универсализации неизбежно ведёт к существенному снижению эффективности. В то же время, если в процессе дальнейшего развития системы НАР в её состав будут включаться новые, более эффективные и универсальные ракеты, то возможно дальнейшее сокращение номенклатуры системы НАР не только за счёт менее значительного уменьшения эффективности системы, но даже путём её существенного увеличения. Одним из возможных направлений развития системы НАР является разработка ракет с кассетными боевыми частями. 69 Чтобы оценить эффективность боевого применения НАР с КБЧ, необходимо более детально рассмотреть возможную конструктивную компоновку самих кассетных БЧ. В общем случае массу mК БЧ можно представить в виде трёх основных слагаемых: общей массы поражающих элементов (ПЭ) mПЭ , массы элементов конструкции БЧ mЭК и массы взрывателя (взрывательного устройства) mВУ . При этом mВУ удобнее задать абсолютным значением, а mЭК учесть через коэффициент kЭК при mПЭ . Тогда можно записать: mК БЧ = (1 + kЭК ) ∗ mПЭ + mВУ На рис. 2.12 и 2.13 приведены соответственно графики зависимостей mВУ (mБЧ ) и kЭК (mБЧ ) , на основе анализа существующей системы НАР ВВС СА. mВУ , кг 4 3 2 1 0 0,5 1 2,5 5 10 25 50 100 Рисунок 2.12 – График зависимости « m ВУ ( m БЧ )» 70 250 mБЧ , кг K ЭК 0,10 0,05 0,5 1 2,5 5 10 25 50 100 250 mБЧ , кг Рисунок 2.13 – График зависимости « K ЭК ( m БЧ )» Если в результате расчётов определена допустимая масса mПЭ , то, при известном значении массы одного ПЭ qПЭ , очевидно, можно определить общее количество ПЭ. ПЭ N ПЭ = mqПЭ , округляя полученный результат до целого значения в меньшую сторону. Необходимо заметить, что формула (2.39) позволяет найти только предельное (максимальное) значение N ПЭ , так как она не учитывает, вопервых, ограничений, которые могут быть наложены на геометрические размеры КБЧ (в первую очередь на калибр DК БЧ = D р и длину LК БЧ ), а вовторых, размеры самих поражающих элементов ( d ПЭ , lПЭ ). Если DК БЧ (или LК БЧ ) можно варьировать в определённых пределах, то реализация расчётных значений количества ПЭ N ПЭ возможна. Однако и в этом случае необходимо определить возможность достижения требуемого объёма VК свободной полости КБЧ, т.е. точно посчитать варианты укладки ПЭ заданного объёма в 71 конкретную конструкцию КБЧ. Поэтому, для снаряжения кассетных боеприпасов не менее важным критерием (наряду с qПЭ ), ограничивающим количество ПЭ в кассете, является объём одного ПЭ υ ПЭ . В [22] показано, что величина N ПЭ в этом случае зависит от приведённого наружного диаметра ПЭ d ПЭ = d ПЭ / DК БЧ . Рисунок 2.14 – Способ укладки ПЭ а) N ПЭС =8; I =1; N С =0 б) N ПЭС =26; I =2; N С =0 в) N ПЭС =16; I =2; N С =1 Для определения количества ПЭ, которое может быть уложено в КБЧ, можно использовать методику наиболее плотной упаковки ПЭ в поперечном сечении кассеты. В основу методики положена следующая математическая модель: I = N ПЭС / 3; = ni =1 N ПЭС / I + ( I − 1) ∗ 3; ni = ni =1 − (i − 1) ∗ 6, где : i = 1, I ; I N H = ∑ ni ; i =1 W = = N N ПЭС − N H ; С iС =1 + ( j − 1) N = ni , при : i ≠ iС ; i n , при : i ≠ i ; С i +1 2 = d ПЭ DК БЧ / 2 ∗ 1 − tg (π / 4 − π / 2 ∗ N i =1 ) 72 В приведённых уравнениях обозначено (см. рисунок 2.14). I - количество слоёв размещения N ПЭС : ni =1 , ni - числа несмещаемых ПЭ в наружном и i-том слоях упаковки соответственно; i- порядковый номер слоя; N Н , N С - общее число несмещаемых и смещаемых ПЭ соответственно; iС - порядковый номер слоя со смещённым ПЭ; N i , N i =1 - общее число ПЭ в i- том и наружном слоях соответственно; DК БЧ - калибр кассеты. В модели несмещаемыми называют такие ПЭ, центры сечений которых расположены на одной окружности, в противном случае ПЭ называют смещаемыми (на рис.2.14 (в) помечен звёздочкой). Очевидно, значения I и ni =1 округляются до целого числа в меньшую сторону. На рис.2.15 представлены зависимости N ПЭС (d ПЭ ) - кривая 1 и nНС = ni =1 (d ПЭ ) - кривая 2. N ПЭС , nНС , шт 40 1 30 20 2 10 0 0,10 0,20 0,30 0,40 Рисунок 2.15 – Зависимости N ПЭС ( d ПЭ ) и nНС = ni =1 ( d ПЭ ) 73 d ПЭ Если считать, что ПЭ укладываются в КБЧ одинаковыми параллельными рядами, то число рядов N р , размещаемых в кассете, определится как целая часть числа от деления LКБЧ на LПЭ . Тогда, очевидно, число ПЭ, уложенных в КБЧ, будет равно: N ПЭ = N р ∗ N ПЭС . Говоря о возможных конструктивных характеристиках ПЭ, укладываемых в КБЧ, необходимо заметить следующее. В [23] показано, что для крупнокалиберных НАР ( m1 =250…450 кг) с КБЧ конструктивномассовые параметры суббоеприпасов не зависят ни от калибра ракеты, ни от её дополнительной скорости, а определяются только характеристиками уязвимости цели. Этот вывод позволяет снаряжать КБЧ ракет, характеристики которых определены в п.2.2, ПЭ любого типа, в том числе и штатными боеприпасами малых калибров, оптимизированными самостоятельно по определённой совокупности целей. Используя вышеизложенные исходные предпосылки, найдём основные параметры КБЧ для спроектированных в п.2.2 ракет. При m1 = 450 кг и mКБЧ = 370 кг (или 252 кг - для проникающих ПЭ) с помощью графиков, представленных на рис.2.12 и 2.13 получим, что mВУ = 4,7 кг (или 4,4 кг), а kЭК = 0,05. Тогда по формуле (2.38) найдём максимальную допустимую массу ПЭ mПЭ = 348 кг (или 236 кг - для НАР, имеющей проникающие ПЭ). По методике наиболее плотной упаковки ПЭ определим, какие из наиболее эффективных существующих боеприпасов малого калибра (авиабомб или боевых частей НАР) и в каком количестве можно разместить в проектируемой КБЧ. При этом будем считать, что внутренний диаметр КБЧ с учётом толщины стенок равен 0,40 м, а длина кольцевой БЧ, с учётом необходимости обеспечения возможного свободного пространства для складывающегося оперения ракеты, а также для обеспечения правильной её центровки, равна 2 м (или 2,8 м). Результаты 74 расчётов представлены в табл. 2.2, где введены следующие обозначения: d ПЭ - максимальный диаметр ПЭ; lПЭ - длина ПЭ; LБЧ - длина головной БЧ (без обтекателя); n - общее число ПЭ, укладываемых в КБЧ; mПЭ - общая масса всех ПЭ. Таблица 2.2 Варианты укладки штатных суббоеприпасов в КБЧ НАР Номер Тип ПЭ d ПЭ , м l ПЭ , L БЧ , м м dр, Lк, м м N I N1 n, шт n, шт m ПЭ , кг 1 2 3 4 5 6 7 ПТАБ-2,5 М ПТАБ-1 М БЧ С-5КПБ БЧ С-8КО БЧ С-13-ОФ АО-2,5-РТ ШОАБ 0,09 0,042 0,057 0,08 0,122 0,1 0,071 0,4 0,3 0,6 0,6 1,3 0,2 0,1 0,4 0,4 0,4 0,4 0,4 0,4 0,4 14 68 36 18 6 9 22 2 4 3 2 1 1 2 10 26 18 12 6 9 14 92 454 126 72 6 189 788 193 ≤347 ≤335 ≤347 ≤320 ≤346 ≤331 1,2 1,2 1,2 1,3 1,3 1,3 1,3 2 2 2 2 2 2 2 92 354 126 66 6 133 788 По поводу данных таблицы 2.2 необходимо отметить следующее. Во-первых, очевидно, что авиабомба АО-2,5 РТ и боевые части НАР применяться в КБЧ со штатными взрывателями не могут, так как не будут обеспечены условия их взведения, в том числе и с точки зрения безопасности в момент раскрытия КБЧ. Во-вторых, для БЧ НАР при расчёте lПЭ и mПЭ предполагалось, что они имеют стабилизаторы (жёсткие или складывающиеся), поэтому, по аналогии с существующими образцами авиабомб малого калибра, предполагалось, что для БЧ, в зависимости от калибра, lПЭ = (1,2…1,5) lПЭ , а qПЭ = (1,2…1,4) qПЭ . Более детальная проработка указанных вопросов выходит за рамки данной работы. Кроме этого, отсутствие в табл.2.2 значений LБЧ для ракет с проникающими ПЭ (№ 16 и 18) говорит о том, что ПЭ размещается только в кольцевой БЧ. 75 3 Сравнительная оценка эффективности боевого применения НАР 3.1 Методика оценки эффективности боевого применения НАР Для выполнения расчетов по сравнительной оценке эффективности боевого применения НАР использована единая зонная методика оценки эффективности боевого применения АСП наземных (морских) объектов [24], реализованная в стандартной программе «Атака-РС» из Фонда программных продуктов 82 кафедры. Программа позволяет решать задачи оценки эффективности боевого применения АСП при действии ударных ЛА по типовым наземным объектам. Программа ствованного разработана оперативного на основе варианта алгоритма методики с усовершендобавлением интерфейса (С++). Диалоговое окно программы представлено на рис.3.1 Рисунок 3.1 – Диалоговое окно программы «Атака-РС» 76 С помощью программы определяются следующие показатели эффективности: N - наряд самолетов, необходимый для поражения объекта - с заданной доверительной вероятностью Р g =0,8: W M - вероятность поражения одиночного объекта при действии группы N самолетов; υ - гарантийный относительный ущерб, наносимый групповому M (площадному) объекту группой N самолетов с заданной доверительной (гарантийной) вероятностью Р g =0,8 3.2 Выбор и обоснование исходных данных и условий расчетов Для решения задачи по сравнительной оценке эффективности боевого применения АСП требуются следующие исходные данные: А) Характеристики объекта и условия его поражения – по данным [25]: ЦX ЦZ - размеры объекта в главных осях рассеивания АСП, где ось x по направлению полета, ось z - в боковом направлении; NЦ - число элементов (целей) группового объекта; υ з - заданное значение гарантийного относительного ущерба площадного (группового) объекта с доверительной вероятностью Рg=0,8 Б) Характеристики варианта вооружения и условий применения: п - число АСП, применяемых одним самолетом – по данным рис.2; пк - число боевых элементов в кассетной боевой части – из табл. 4; lx.lz - размеры приведенной зоны поражения АСП – по данным [25]; LXT - теоретическая длина рассредоточения п АСП (длина серии) варьировалась методом перебора; LZT - размер рассредоточения п АСП в боковом направлении (расстояние между крайними точками подвеска АСП до оси Z вдоль крыла); LXК, LZК - размеры зоны разлета nК боевых элементов из одной КБЧ – по 77 методике из [26]; N – потребный наряд самолетов для поражение объекта - определялся; Kg - число заходов на объект – принимался равным 1; EXГ, EZГ - вероятные отклонения группового рассеивания АСП, принимались равными 6-8 мрад (в зависимости от типа НАР) при пуске на средней дальности 2 км; А= - доля индивидуального рассеивания относительно группового - принималась равным 0,5; Таблица 3.1 – Совокупность объектов противника Наименование Номер 1 расчетного Тип объекта действий Мотопехотный взвод на БТР типа «М-113» на марше поражения νз Ц х, м Ц z , м Nц «Б» 0,5 250 10 6 «Б» 0,5 200 100 6 «В» 0,5 300 150 1 «В» 0,5 300 200 4 «Б» 0,5 800 200 12 Мотопехотный взвод на БТР 2 типа «М-113» в районе Сосредоточения Радиолокационная станция 3 огневого взвода "Хок" на открытой местности Артиллерийская батарея 105 и 4 155мм гаубиц на открытой местности 5 Самолеты типа F-16 на открытой стоянке 78 Варианты загрузки: 80 С-8КОМ v 20 С-13-ОФ v 4 С-24Б v 4хС-25-О v 4 проектируемого НАР с КБЧ Таблица 3.2 – Варианты наполнения КБЧ НАР Условный Тип ПЭ dПЭ, м lПЭ, LБЧ, n, mПЭ, м шт шт кг номер 1 ПТАБ-2,5 М 0,900 0,390 1,2 92 193 2 ПТАБ-1 М 0,042 0,260 1,2 354 347 3 БЧ С-5КПБ 0,057 ≤0,550 1,2 126 ≤335 4 БЧ С-8КО 0,080 ≤0,630 1,3 66 ≤347 5 БЧ С-13-ОФ 0,122 ≤1,300 1,3 6 ≤240 6 АО-2,5-РТ 0,09 0,15 1,3 133 346 7 ШОАБ 0,5 0,071 0,071 1,3 788 331 3.3 Расчеты по сравнительной оценке эффективности боевого применения НАР с КБЧ со штатными образцами по типовым наземным целям Цель №1: Мотопехотный взвод на БТР типа М-113 на марше - Типы НАР: С-8КОМ, С-13-ОФ, С-24Б, С-25-О. - Типы ПЭ: ПТАБ-2,5М, ПТАБ-1М, БЧ С-5КПБ, БЧ С-8КО, БЧ С-13ОФ. Проведем сравнительный анализ эффективности: Таблица 3.3 – Потребный наряд самолётов (1-ая цель) Изделие Бронетанспотер типа М-113 на марше Цх Цz Nц ТИП Na Nk A LMxLMz S Lxk Lzk LXT LZT Exг Ezг Exи Ezи U1 N C-8 250 10 6 Б 80 1 1,8 3,1 2 6,2 0 0 100 8 10 10 18 6 0,5 16 C-13-ОФ 250 10 6 Б 20 1 1,7 8 6 48 0 0 150 8 12 12 20 7 0,5 C-24 250 10 6 Б 4 1 1,5 7 12 84 0 0 50 8 16 16 23 8 0,5 21 C-25-O 250 10 6 Б 4 1 1,5 11 13 143 0 0 50 8 16 16 23 8 0,5 12 8 КБЧ с ПТАБ-2,5 М 250 10 6 Б 4 92 1,8 2,5 2 5 184 57 0 8 20 20 35 12 0,5 12 КБЧ с ПТАБ- 1М 250 10 6 Б 4 354 1,8 2 1,5 3 205 70 0 8 20 20 35 12 0,5 5,8 КБЧ с С-5КПБ 250 10 6 Б 4 126 1,8 2,7 2 5,4 193 62 0 8 20 20 35 12 0,5 8,4 КБЧ с С-8КО 250 10 6 Б 4 66 1,8 3,1 2 6,2 181 55 0 8 20 20 35 12 0,5 13 КБЧ с С-13-ОФ 250 10 6 Б 4 6 6 48 173 50 0 8 20 20 35 12 0,5 17 1,8 8 79 Цель: Мотопехотный взвод на БТР типа М-113 на марше 25 20 15 10 5 0 Рисунок 3.2 – Гистограммы расчетов полигонного наряда самолетов по рассматриваемым вариантам загрузки НАР (цель 1) Из табл.3.3 и рис.3.2 следует, что при оптимальном LXT, «лучшим» АСП (имеющим минимальный полигонный наряд самолетов N) является вариант проектируемой НАР с КБЧ ПТАБ-1М, N = 6. «Худший» вариант – НАР типа С-24, N = 21. Сравнительный анализ результатов показывает, что проектируемый образец НАР с КБЧ ПТАБ-1М практически всегда превосходят по эффективности штатные образцы, в зависимости от типа НАР, потребный наряд снижается в 1,3– 3,5 раза. Вывод: Для 1-ой цели наиболее эффективным является проектируемый образец НАР с КБЧ ПТАБ-1М при снижении потребного полигонного наряда в 1,3– 3,5 раза по сравнению с штатными образцами. 80 Цель №2: МПВ на БТР типа «М-113» в районе сосредоточения - Типы НАР: С-8КОМ, С-13-ОФ, С-24, С-25-О. - Типы ПЭ: ПТАБ-2,5М, ПТАБ-1М, БЧ С-5КПБ, БЧ С-8КО, БЧ С-13ОФ Проведем сравнительный анализ эффективности: Таблица 3.4 – Потребный наряд самолётов (цель 2) Изделие М-113 в районе сосредоточения на открытной местности Цх Цz Nц ТИП Na Nk A LMx LMz S Lxk Lzk LXT LZT Exг Ezг Exи Ezи U1 C-8 200 100 6 Б 80 1 1,8 3,5 2 7 0 0 50 8 10 10 18 6 0,5 28 N C-13-ОФ 200 100 6 Б 20 1 1,7 7 6 42 0 0 100 8 12 12 20 7 0,5 16 C-24 200 100 6 Б 4 1 1,5 6,5 9 58,5 0 0 75 8 16 16 23 8 0,5 42 C-25-O 200 100 6 Б 4 1 1,5 10 12 120 0 0 75 8 16 16 23 8 0,5 22 КБЧ с ПТАБ-2,5 М 200 100 6 Б 4 92 1,8 2,5 2 5 142 50 0 8 20 20 35 12 0,5 13 КБЧ с ПТАБ- 1М 200 100 6 Б 4 354 1,8 2 1,5 3 162 62 0 8 20 20 35 12 0,5 6,4 КБЧ с С-5КПБ 200 100 6 Б 4 126 1,8 3 2 6 153 57 0 8 20 20 35 12 0,5 8,6 КБЧ с С-8КО 200 100 6 Б 4 66 1,8 3,5 2 7 142 50 0 8 20 20 35 12 0,5 13 КБЧ с С-13-ОФ 200 100 6 Б 4 6 1,8 6 42 130 43 0 8 20 20 35 12 0,5 21 7 Цель: Мотопехотный взвод на БТР типа «М-113» в районе сосредоточения 45 40 35 30 25 20 15 10 5 0 Рисунок 3.3 – Гистограммы расчетов полигонного наряда самолетов по рассматриваемым вариантам загрузки НАР (цель 2) 81 Из табл.3.4 и рис.3.3 следует, что при оптимальном при LXT, «лучшим» АСП (имеющим минимальный полигонный наряд самолетов N) является вариант проектируемой НАР с КБЧ в наполнении ПТАБ-1М, N=6. «Худший» вариант – НАР типа С-24, имеет N = 42. Сравнительный анализ результатов показывает, что проектируемые образцы НАР с КБЧ практически всегда превосходят по эффективности штатные образцы, в зависимости от типа НАР и типа КБЧ, потребный наряд снижается в 1,3– 7 раза. Вывод: Для 2-ой цели наиболее эффективным является проектируемый образец НАР с КБЧ ПТАБ-1М при снижении потребного полигонного наряда в 2,5– 7 раза по сравнению с штатными образцами. Цель №3: Радиолокационная станция огневого взвода "Хок" на открытой местности - Типы НАР: С-8КОМ, С-24, С-25-О. - Типы ПЭ: АО-2,5-РТ, ШОАБ-0,5, БЧ С-5КПБ, БЧ С-8КО. Проведем сравнительный анализ эффективности: Таблица 3.5 – Потребный наряд самолётов (цель 3) Радиолокационная станция огневого взвода "Хок" на открытной местности Изделие Цх Цz Nц ТИП Na Nk A LMxLMz S Lxk Lzk LXT LZT Exг Ezг Exи Ezи U1 N C-8 300 150 1 B 80 1 1,8 10 8 80 0 0 175 8 10 10 18 6 0,5 5,6 C-24 300 150 1 B 4 1 1,5 24 29 696 0 0 50 8 16 16 23 8 0,5 8,3 C-25-O 300 150 1 B 4 1 1,5 30 40 1200 0 0 150 8 16 16 23 8 0,5 КБЧ с С-5КПБ 5 300 150 1 B 4 126 1,8 7 6 42 293 88 0 8 20 20 35 12 0,5 2,7 КБЧ с С-8КО 300 150 1 B 4 66 1,8 10 8 80 293 88 0 8 20 20 35 12 0,5 2,7 КБЧ с АО-2,5-РТ 300 150 1 B 4 133 1,8 6 5 30 284 81 0 8 20 20 35 12 0,5 3,4 КБЧ с ШОАБ-0,5 300 150 1 B 4 788 1,8 4 3 12 311 102 0 8 20 20 35 12 0,5 1,7 Из табл.3.5 и рис.3.4 следует, что при оптимальном при LXT «лучшим» АСП (имеющим минимальный полигонный наряд самолетов N) является вариант проектируемой НАР с КБЧ в наполнении ШОАБ-0,5, N=2. «Худший» вариант – НАР типа С-24, N=8. Сравнительный анализ результатов показывает, что проектируемые образцы НАР с КБЧ практически всегда превосходят по эффективности штатные образцы, в зависимости от типа НАР и типа КБЧ, число N снижается в 2,5– 4 раза. 82 Цель: Радиолокаци онна я станция огневого взвода "Хок" на открытой местнос ти 9 8 7 6 5 4 3 2 1 0 Рисунок 3.4 – Гистограммы расчетов полигонного наряда самолетов по рассматриваемым вариантам загрузки НАР (цель 3) Вывод: Для 3-ей цели, наиболее эффективным является проектируемый образец НАР с КБЧ ШОАБ-0,5 при снижении потребного полигонного наряда в 2,5– 4 раза по сравнению с штатными образцами. Цель №4: Артиллерийская батарея 105 и 155мм гаубиц на открытой местности. - Типы НАР: С-8КОМ, С-24, С-25-О - Типы ПЭ: АО-2,5-РТ, БЧ С-5КПБ, БЧ С-8КО. Проведем сравнительный анализ эффективности: Таблица 3.6 – Потребный наряд самолётов (цель 4) Артиллерийская батарея 105 и 155мм гаубиц на открытной местности Цх Цz Nц ТИП Na Nk A LMxLMz S Lxk Lzk LXT LZT Exг Ezг Exи Ezи U1 N C-8 300 200 4 B 80 1 1,8 7 42 0 0 150 8 10 10 18 6 0,5 13 C-24 300 200 4 B 4 1 1,5 17 24 408 0 0 50 8 16 16 23 8 0,5 18 C-25-O 300 200 4 B 4 1 1,5 31 35 1085 0 0 50 8 16 16 23 8 0,5 6,8 КБЧ с АО-2,5-РТ 300 200 4 B 4 133 1,8 7 7 49 299 88 0 8 20 20 35 12 0,5 2,7 КБЧ с С-5КПБ 300 200 4 B 4 126 1,8 6 4 24 276 71 0 8 20 20 35 12 0,5 5,3 КБЧ с С-8КО 300 200 4 B 4 66 1,8 7 6 42 273 69 0 8 20 20 35 12 0,5 5,6 Изделие 83 6 Цель: Артиллерийская батарея 105 и 155мм гаубиц на открытой местности 18 16 14 12 10 8 6 4 2 0 Рисунок 3.5 – Гистограммы расчетов полигонного наряда самолетов по рассматриваемым вариантам загрузки НАР (цель 4) Из табл.3.6 и рис.3.5 заметим, что при оптимальном при LXT, «лучшим» АСП (имеющим минимальный полигонный наряд самолетов N) является вариант проектируемой НАР с КБЧ в наполнении АО-2,5-РТ, N=3. «Худший» вариант – НАР типа С-24, N=18. Сравнительный анализ результатов показывает, что проектируемые образцы НАР имеет КБЧ практически всегда превосходят по эффективности штатные образцы, при этом в зависимости от типа НАР и типа КБЧ, потребный наряд снижается в 1,4 – 6 раза. Вывод: Для 4-ой цели наиболее эффективным является проектируемый образец НАР с КБЧ АО-2,5-РТ при снижении потребного полигонного наряда в 3,5– 6 раза по сравнению с разными штатными образцами. Цель №5: Самолеты типа F-16 на открытой стоянке. - Типы НАР: С-8КОМ, С-24, С-25-О - Типы ПЭ: АО-2,5-РТ, ШОАБ-0,5, БЧ С-5КПБ, БЧ С-8КО. Проведем сравнительный анализ эффективности: 84 Таблица 3.7 – Потребный наряд самолётов (цель 5) Самолеты типа f-16 на открытной стоянке Изделие Цх Цz Nц ТИП Na Nk A LMxLMz S Lxk Lzk LXT LZT Exг Ezг Exи Ezи U1 N C-8 800 200 12 Б 80 1 1,8 14 23 322 0 0 550 8 10 10 18 6 0,5 3,8 C-24 800 200 12 Б 4 1 1,5 36 44 1584 0 0 200 8 16 16 23 8 0,5 10 C-25-O 800 200 12 Б 4 1 1,5 44 55 2420 0 0 225 8 16 16 23 8 0,5 6,3 КБЧ с АО-2,5-РТ 800 200 12 Б 4 133 1,8 11 9 99 789 109 0 8 20 20 35 12 0,5 3,3 КБЧ с С-5КПБ 800 200 12 Б 4 126 1,8 9 12 108 790 108 0 8 20 20 35 12 0,5 3,1 КБЧ с С-8КО 800 200 12 Б 4 66 1,8 14 23 322 804 122 0 8 20 20 35 12 0,5 КБЧ с ШОАБ-0,5 800 200 12 Б 4 788 1,8 6 42 0 8 20 20 35 12 0,5 1,5 7 818 139 2 Цель: Самолеты типа f-16 на открытой стоянке 12 10 8 6 4 2 0 Рисунок 3.6 – Гистограммы расчетов полигонного наряда самолетов по рассматриваемым вариантам загрузки НАР (цель 5) Из табл.3.7 и рис.3.6 следует, что при оптимальном при LXT, «лучшим» АСП (имеющим минимальный полигонный наряд самолетов N) является вариант проектируемой НАР с КБЧ в наполнении ШОАБ-0,5, N=2. «Худший» вариант – НАР типа С-24, N=10. Сравнительный анализ результатов показывает, что проектируемые образцы НАР с КБЧ практически всегда превосходят по эффективности штатные образцы, в зависимости от типа НАР и типа КБЧ, при этом потребный наряд снижается в 1,2– 3,3 раза. 85 Вывод: Для 5-ой цели, наиболее эффективным является проектируемый образец НАР с КБЧ ШОАБ-0,5 при снижении потребного полигонного наряда в 3,5– 6 раза по сравнению с разными штатными образцами. 86
