Рассмотрен комплекс решений, направленных на повышение дальности полета летательных аппаратов (ЛА) ближней зоны. Предложенные решения структурированы в виде концепции, включающей в себя энергобаллистическое и аэробаллистическое направления. Предметом исследования являлась совокупность взаимосвязанных физических процессов, характеризующих функционирование новых технических решений на ЛА рассматриваемого класса с учетом их специфики. Инструментарий исследования представлен набором математических моделей, описывающих газодинамические процессы, процессы упруго-пластического деформирования, процесс функционирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), движение ЛА по траектории в нестационарных внешних условиях. Указанные модели численно реализованы в виде специализированных программных комплексов. Результаты исследований представлены в виде количественных оценок, отражающих приращение дальности полета при различных уровнях дополнительных энергозатрат. Для классических решений показана целесообразность комбинации ракетного двигателя на твердом топливе, донного газогенератора и участка планирования. Для ЛА, исключающих использование дополнительной бортовой энергетики, обосновано новое техническое решение: трансформируемый кормовой обтекатель. Наибольшее приращение дальности полета получено для комбинации ПВРД и участка планирования с оптимальным аэродинамическим качеством.
The complex of solutions aimed at increasing the flight range of short range missile is considered. The proposed decisions are structured as the concept including an aeroballistics direction and direction focused on additional energy. The subject of research is combination of interrelated physical processes that characterize the functioning of the new engineering solutions for this class of missile. Research tools represented by a set of mathematical models describing the gas dynamics, the processes of plasto-elastic deformation, process of functioning ramjet, the movement of missile on a trajectory in nonstationary external conditions. These models numerically realized in the form of specialized software packages. Results are presented in the form of quantitative assessments showing the increase range for different levels of additional expenditures of energy. The combination of solid propellant rocket engine, base bleed and program gliding is recommended for classical solutions. A new technical solution (convertible rear fairing) substantiated for missile without additional onboard energy. The largest increment range is obtained for the combination of ramjet and program gliding with optimal lift-drag ratio.
1. Способ увеличения дальности полета артиллерийского снаряда и устройство для его реализации: патент РФ №2251068. 2007 / Л.И. Алешичева, В.В. Ветров, В.П. Елесин, В.В. Морозов. – Бюл. № 23.
2. Ветров В.В., Дунаева И.В., Панферов П.В. Использование деформируемых кормовых частей в рамках концепции повышения баллистической эффективности снарядов // Известия ТулГУ. Технические науки. – Вып.2. – Тула: Изд-во ТулГУ, 2011. – С. 212–216.
3. Ветров В.В., Костяной Е.М. Использование принципа полетной трансформации при реализации управляемого артиллерийского снаряда с ракетно-прямоточным двигателем // Фундаментальные основы баллистического проектирования: III Всероссийская научно-техническая конференция. Санкт-Петербург, 2–6 июля 2012 г.: Сборник материалов. В 2 т. Т. 1 / под ред. Б.Э. Кэрта; Балт. гос. техн. ун-т. – СПб., 2012. – С. 19–23.
4. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах (Основы теории и расчета) / В.Н. Адександров, В.М. Быцкевич, В.К. Верхоломов и др. – М.: Академкнига, 2006. – 343 с.
5. Способы повышения баллистической эффективности артиллерийских управляемых снарядов / В.И. Бабичев, В.В. Ветров, В.П. Елесин и др. // Известия РАРАН. – 2010. – Вып. 3(65). – С. 3–9.
6. Chen Q. Comparison of different k-ε models for indoor air flow computations // Numerical Heat Transfer. – 1995. – Part B, Vol. 28. – P. 353–369.