У статті розглядається варіант безпілотного літального апарату в якості уніфікованого керованого боєприпасу (БпЛА-КБ) повітряного та наземного (морського) базування з турбореактивним двигуном.
В якості бойового оснащення можуть бути застосовані штатні авіаційні бомби калібру до 130 кг, інші бойові засоби і устаткування різноманітного призначення. Дана оцінка очікуваних масових, геометричних і аеродинамічних характеристик уніфікованого БпЛА-КБ. Представлені розрахункові траєкторії польоту БпЛА-КБ на максимальні дальності при скиданні з авіаційного носія і при наземному старті з твердопаливним прискорювачем.
Вступ
Підвищена увага в передових арміях світу до нарощування чисельності та планування масштабного застосування безпілотних літальних апаратів (БпЛА) [1] в якості уніфікованих керованих боєприпасів (БпЛА-КБ) [2] обумовлено рядом факторів, основними з яких є:
- можливість заміни пілотованої авіації при вирішенні ряду бойових завдань та завдань забезпечення;
- істотне зниження вартості виготовлення та експлуатації зразків подібних БпЛА-КБ в порівнянні з пілотованими зразками.
Вказані переваги набувають особливого значення при веденні бойових дій з противником, який володіє сучасною ешелонованою системою протиповітряної оборони (ППО). Ефективність застосування БпЛА-КБ в цих умовах обумовлюється притаманними таким конструкціям наступними особливостями:
- відносно малою вартістю БпЛА-КБ, що робить невиправданим застосування проти них ракет ЗРК середньої та великої дальності;
- складністю для ППО малої дальності знищувати подібні апарати через їх велику швидкість, малий рівень демаскуючих ознак, активне маневрування та масованість їх використання.
До ключових вимог окрім вимог з живучості в умовах дії по ним засобів ППО, пред’являються також, модульність конструкції, можливість нести різноманітне корисне навантаження, наявністю у них значного потенціалу модернізації, зниження вартісних показників при серійному виробництві та технічному обслуговуванні [3].
Аналіз останніх досліджень і публікацій. В роботі «Обґрунтування шляхів модернізації авіаційних боєприпасів» [4] запропонований варіант конструктивно-компонувальної схеми керованого авіаційного боєприпаси (КАБ) з корисним навантаження у вигляді вбудованої в його конструкцію авіабомби типу ФАБ-100. При усіх перелічених у цій роботі перевагах даної конструкції вона не позбавлена одного, але суттєвого недоліку.
Дана схема керованого авіаційного боєприпасу не має можливості нести різноманітне корисне навантаження таким чином, як це, наприклад, вирішене на крилатій ракеті AGM-158D [5]. Хоча й цей достатньо сучасний керований боєприпас не пристосований для запуску з пускових пристроїв наземного (морського) базування.
Усі зазначені БпЛА-КБ мають дозвукову швидкість та пристосовані до транспортування на зовнішній підвісці літаків ударної авіації. Перехід до уніфікованих конструкцій може призвести до зниження деяких характеристик таких виробів через збільшення маси та міделевого перерізу конструкції.
Метою статті є визначення можливих характеристик уніфікованого БпЛА-КБ повітряного та наземного базування в порівнянні з відомими рішеннями [4].
Виклад основного матеріалу
Конструктивно-компонувальна схема та загальний вигляд уніфікованого БпЛА-КБ модульної конструкції з різноманітним (типовим) оснащенням представлений на рис. 1 в трьох можливих модифікаціях – ударної (рис. 1, а), постановника завад (рис. 1, б) та транспортувальника вантажів для забезпечення спеціальних операцій (рис. 1, в). Усі апарати оснащені ТРД з тягою порядку 70 кГс. Корпус БпЛА-КБ в центральній частині планера має розміри 0,35×0,35 м, що дозволяє розміщувати в ньому авіабомби масою до 130 кг (рис. 1, а), або будь-який інший вантаж близької маси та об’єму. Причому, в останньому випадку, вантаж доукомплектовується парашутом (рис. 1, в).
Орієнтовні масово-габаритні характеристики БпЛА-КБ c авіабомбою OФАБ – 100–120 представлені в табл. 1
уніфікованого БпЛА-КБ з ОФАБ-100-120
| Параметр | Значення |
| Стартова маса уніфікованого БпЛА-КБ з ОФАБ-100-120, кг | 278 |
| Маса палива, кг | 56,4 |
| Загальна довжина БпЛА-КБ, м | 3,2 |
| Розміри поперечного перерізу центральної частини корпусу, м | 0,35 × 0,35 |
| Розмах крил, м | 2,4 |
| Максимальна тяга ТРД на стенді, кГс | 70 |
| Відношення тяги ТРД до стартової маси | 0,254 |
Потрібний запас палива визначений в припущенні, що БпЛА-КБ здатний здійснювати політ на висоті 5 км з числом Маха 0,35. Час польоту БпЛА-КБ на дальність 300 км складає за цих умов близько 32 хв. При виконанні розрахунків передбачалося, що у польоті витрачається 90 % сумарного запасу палива. Різниця в масі сумарного запасу палива, що витрачається, складає гарантійний запас палива
У розрахунках використані залежності тяги ТРД і витрати палива від висоти польоту h і числа Маха μ, які отримані з використанням відомих технічних характеристик ТРД "Titan" [6] і матеріалів з [7].
Аеродинамічні характеристики БпЛА-КБ розраховані за методикою, заснованою на матеріалі, викладеному в [8][9]. На рис. 2–3 представлені залежності коефіцієнтів аеродинамічного опору Cx і підйомної сили Cy від числа Маха μ і кута атаки α. Від висоти польоту h в даному діапазоні її зміни вони залежать мало.
Площа поверхні руля, площа поверхні крил, їх розміри і стрілоподібність, положення блоку крил підібрані в результаті розрахунків так, щоб забезпечувалися потрібні аеродинамічні характеристики БпЛА-КБ.
Запас аеродинамічної стійкості виражають у вигляді відношення різниці координат аеродинамічного фокусу і центру мас до довжини літального апарату.
Траєкторії польоту БпЛА-КБ отримані чисельною інтеграцією рівнянь руху [10][11]. Розраховані траєкторії польоту БпЛА-КБ при скиданні з авіаційного носія на висотах 2 і 6 км. Знайдено початкові значення чисел Маха, при яких досягається максимальна дальність польоту. Траєкторії польоту БпЛА-КБ на максимальну дальність, при скиданні з носія на висотах 6 км і 2 км, показані на рис. 4. На рис. 5 представлені графіки зміни швидкості польоту БпЛА-КБ при скиданні з носія на висотах 6 і 2 км.
У табл. 2 приведені параметри траєкторій польоту БпЛА-КБ, при скиданні з авіаційного носія на висотах 6 і 2 км при оптимальних числах Маха. В усіх варіантах розрахунків польоту БпЛА-КБ на максимальну дальність робочий запас палива витрачається повністю.
| Параметр | Значення | |
| Висота польоту носія при скиданні БпЛА-КБ, км | 6 | 2 |
| Число Маха при скиданні БпЛА-КБ | 0,65 | 0,615 |
| Максимальна дальність польоту, км | 330 | 280 |
| Час польоту до цілі, хв | 37 | 40,15 |
| Час польоту до початку розвороту на ціль, хв. | 36,6 | 40 |
| Швидкість польоту до розвороту на ціль, м/с / μ | 154/0,45 | 120/0,35 |
| Швидкість польоту у цілі, м/с / μ | 268/0,79 | 179/0,53 |
| Кут відхилення траєкторії від вертикалі при підході до цілі, град | 2,5 | 5 |
| Макс. нормальне перевантаження | 3,1 | 2,3 |
Показники швидкості та дальності польоту уніфікованої конструкції БпЛА-КБ та спеціалізованої КАБ з ФАБ-100 [4] спроектованої з несуттєвими відмінностями. При таких умовах збільшення маси корисного навантаження для апарату другого типу на 30 % призведе до зростання загальної стартової маси на 32 %, тобто приблизно на той же відсоток. Таким чином, можливо стверджувати про однозначну перевагу універсальних платформ типу БпЛА-КБ над спеціалізованою КАБ з ФАБ-100.
Вибір проектної величини тяги ТРД повинен здійснюватися з урахуванням вимог системи управління до висоти і швидкості польоту БпЛА-КБ при наведенні на ціль. При збільшенні тяги ТРД зростає швидкість польоту БпЛА-КБ, але при цьому ростуть і витрати палива, збільшується його маса і, отже, стартова маса і вартість БпЛА-КБ.
Для надійного наземного старту БпЛА потрібно надати початкову швидкість 100–120 м/с (число Маха 0,3–0,35). Її можна забезпечити за допомогою твердопаливного прискорювача або спеціальної катапульти. Результати розрахунку очікуваних характеристик твердопаливного прискорювача представлені в табл. 3.
На рис. 6–7 показані траєкторії і швидкості польоту БпЛА-КБ, що були розраховані за методикою [12][13] при наземному старті, а в табл. 4 приведені параметри траєкторій польоту.
Скидання прискорювача при наземному старті БпЛА-КБ відбувається після закінчення його роботи. ТРД запускається після скидання прискорювача, початкова швидкість польоту БпЛА-КБ при цьому, прийнята в розрахунках рівною 110 м/с.
Підйом БпЛА-КБ на розрахункову висоту здійснюється з максимальною тягою ТРД. Крейсерський політ на великій висоті відбувається теж з максимальною тягою двигуна, а на малих висотах (наприклад, 500–900 м) ТРД дроселює до 70 % максимальної тяги. Максимальна дальність польоту БпЛА-КБ при наземному старті менше на 50–70 км, ніж при запуску з авіаційних носіїв.
твердопаливного прискорювача
| Характеристика прискорювача | Значення | |
| Число Маха до кінця роботи | 0,3 | 0,35 |
| Швидкість польоту БпЛА-КБ до кінця роботи, м/с | 102 | 119 |
| Осьове перевантаження БпЛА-КБ | 2,5 | |
| Тяга прискорювача, кГс | 731 | 742 |
| Шлях, пройдений БпЛА-КБ, м | 196 | 306 |
| Час роботи, с | 4 | 5 |
| Початкова маса, кг | 16,6 | 21 |
| Маса паливного заряду, кг | 12,5 | 15,8 |
ударного БпЛА-КБ при наземному старті
| Параметри траєкторій польоту | Значення | |
| Висота польоту, км | 3 | 0,9-0,5 |
| Максимальна дальність польоту, км | 260 | 258 |
| Час польоту до цілі, хв. | 30,6 | 35,9 |
| Швидкість польоту у цілі, м/с | 244 | 153 |
| Максимальне перевантаження | 3,5 | 2,25 |
| Тяга ТРД після набору максимальної висоти польоту | 100% макс. | 70% макс. |
Висновки
1. Розглянутий варіант уніфікованого керованого авіаційного боєприпасу може мати наступні характеристики:
- очікувана стартова маса БпЛА-КБ не перевищує 280 кг, довжина 3,2 м;
- бойове оснащення різного призначення масою до 130 кг;
- максимальна дальність польоту уніфікованого БпЛА-КБ більше 330 км при скиданні з авіаційного носія, що летить на висоті 6 км з числом Маха 0,65;
- розрахункова швидкість польоту розглянутого БпЛА-КБ до розвороту і пікірування на ціль і може дорівнювати 120 – 150 м/с (430–540 км/год.).
2. При однакових умовах старту та вантажопідйомності, уніфіковані безпілотні платформи типу БпЛА-КБ і КАБ з ФАБ-100 мають основні характеристики (дальність пуску, швидкість, що відрізняються не більше ніж на 5 %.
3. Наземний старт БпЛА-КБ може бути виконаний за допомогою твердопаливного прискорювача. Очікувана маса прискорювача не перевищує 20 кг. Використання катапульти виглядає як можливе, але дещо складне завдання.
4. Отримані результати свідчать про можливість створення уніфікованих БпЛА-КБ повітряного та наземного (морського) базування з максимальною дальністю польоту до 300 км.
Список літератури
[1]. Тараненко В.В. Аналіз стану та перспективи розвитку керованих авіаційних бомб / В.В. Тараненко, В.І. Нікітченко, І.М. Назаренко // Збірник наукових праць Державного науково-дослідного інституту авіації. – 2011. – Вип. 14. – С. 138-142.
[2]. Герасимов С.В. Дослідження високоточних систем навігації літальних апаратів за наземними орієнтирами / С.В. Герасимов, О.М. Грічанюк, О.О. Журавльов // Збірник наукових праць Харківського національного університету Повітряних Сил. – 2017. – № 5(54). – С. 48-53.
[3]. Стрельников Д. Концептуальные взгляды командования ВВС США на развитие беспилотной авиации / Д. Стрельников // Зарубежное военное обозрение. – 2017. – № 5. – С. 51-61.
[4]. Обґрунтування шляхів модернізації авіаційних боєприпасів / Ю.М. Агафонов, О.М. Жарик, Ю.М. Осіпов, Ю.А. Ткаченко // Системи озброєння і військова техніка. – 2017. – № 2(50). – С. 50-52.
[5]. Ogonowski K. Koncepcja sterowania bombą kierowaną typu JSOW za pomocą bal / K. Ogonowski M. Adamski // Zeszyty naukowe akademii marynarki wojennej. – LV. – 2014. – 1(196). – Pp. 55-72.
[6]. Description of the AMT Netherlands Titan gasturbine – Режим доступу: http://www.amtjets.com/pdf/Titan specifications.pdf
[7]. Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей: уч. для вузов / Акимов В.М., Бакулев В.И., Кузинер Р.И. и др.; под ред. С.М. Шляхтенко. – 2-е изд. – М.: Машиностроение, 1987. – 568 с.
[8]. Бураго С.Г. Расчёт аэродинамических характеристик ЛА и их частей / С.Г. Бураго. – М.: Изд-во МАИ, 1979. – 96 с.
[9]. 9. Васильев В.В. Расчёт аэродинамических характеристик летательных аппаратов / В.В. Васильев, В.Г. Шахов, С.В. Юрин. – Куйбышев: КуАИ, 1986. – 68 с.
[10]. Бураго С.Г. Аэродинамический расчёт маневренного летательного аппарата / С.Г. Бураго. – М.: Изд-во МАИ, 1993. – 48 с.
[11]. Гусейнов А.В. Особенности проектирования крылатых ЛА с ВРД: уч. пособ. / А.В. Гусейнов. – М: М-во выс- шего и специального образования, 1987. – 86 с.
[12]. Агафонов Ю.Н. Метод определения балансировочных углов поворота рулевых органов в расчетах траекторий и параметров движения летательных аппаратов / Ю.Н. Агафонов, Ю.М. Осипов, Ю.А. Ткаченко // Збірник наукових праць Харківського національного університету Повітряних Сил. – 2013. – № 1(34). – С. 44-47.
[13]. Журавлев А.А. Метод расчета прогнозируемой траектории аэробаллистического аппарата / А.А. Журавлев, С.В. Новиченко, С.В. Герасимов // Наука і техніка Повітряних Сил Збройних Сил України. – 2014. – № 2(15). – С. 97-100.
УДК 621.396.67
Використані джерела:
Системи озброєння і військова техніка, 2018, 3 (55) ISSN: 1997-9568 ISSN (Online): 2518-1580
