Анотація: Сформульовано науково-методичні положення щодо проектування одноступеневих керованих ракет з маршовими ракетними двигунами на твердому паливі для перспективних ракетних систем залпового вогню, призначених для доставляння бойового оснащення в задану точку простору з потрібними значеннями кінематичних параметрів руху в кінці польоту. Мета статті – аналіз тенденцій розвитку таких ракет, виявлення особливостей і вимог, що ставлять до їхніх траєкторій польоту, проектних параметрів, програм керування, габаритно-масових характеристик, конструктивно-компонувальних і аеродинамічних схем. Наведено формалізацію комплексного завдання оптимізації проектних параметрів, параметрів траєкторії і програм керування рухом ракет, які можуть здійснювати політ балістичною, аеробалістичною або комбінованою траєкторіями. Комплексне завдання належить до класу задач теорії оптимального керування з обмеженнями у вигляді рівностей, нерівностей і диференційних зв’язків. Для спрощення задачі використано підхід до формування програм керування рухом у вигляді поліномів, який дав змогу звести задачу теорії оптимального керування до простішої задачі нелінійного математичного програмування. Розраховуючи параметри траєкторії, ракету розглядали як матеріальну точку змінної маси і використовували систему рівнянь руху центру мас у проекціях на осі земної системи координат. Наведено структуру математичної моделі, послідовність розрахунку цільової функції, які можуть бути застосовані для визначення оптимальних параметрів, програм і характеристик. Математична модель ракети дає змогу залежно від основних проектних параметрів з допустимою для проектних досліджень точністю визначати: габаритно-масові характеристики ракети в цілому та підсистем і елементів, що входять до її складу; енергетичні, тягові та витратні характеристики маршового двигуна; аеродинамічні та балістичні характеристики. Апробовано методичне забезпечення на прикладі визначення проектних параметрів, параметрів траєкторії, габаритно-масових, енергетичних і балістичних характеристик для двох варіантів ракет з крилатою аеродинамічною схемою перспективних ракетних систем залпового вогню виробництва Китайської Народної Республіки з використанням обмеженого обсягу інформації рекламних проектів про їхні основні характеристики.

Анотація: Маршові двигуни на твердому паливі зенітних керованих ракет, а також деяких оперативнотактичних ракет мають, як правило, два режими роботи – стартовий (форсований) і маршовий (з пониженим рівнем витрати палива). Методи розрахунку внутрішньобалістичних характеристик таких двигунів мають ряд особливостей, які відрізняють їх від методів визначення характеристи к двигунів з постійним рівнем витрати. Метою цієї статті є аналіз таких особливостей, методів проектування, виявлення взаємозв’язків між параметрами витратної діаграми, визначення впливу на останню конструктивних особливостей двигуна та характеристик застосовуваного палива. Для її реалізації було розроблено метод аналітичних залежностей. Одержані рівняння свідчать, що потрібні параметри діаграм (у тому числі й перепад витратно-тягових характеристик між стартовим і маршовим режимами) можна забезпечити за рахунок варіювання або діаметра корпусу, або швидкості горіння палива, або за рахунок спільного змінення цих величин. У практичній діяльності можливі випадки, коли з будь-яких причин змінити діаметр корпусу або швидкість горіння палива неможливо, і вимоги до витратної діаграми не може бути виконано повною мірою. Завдання розробника двигуна у такому випадку полягає у визначенні прийнятних (альтернативних) діаграм витрати, найближчих до потрібних. Пропонований метод засновано на розрахунку та побудові номограм залежностей відносної витрати палива на маршовому режимі від відносного часу стартового відрізка за різних швидкостей горіння палива і постійного (потрібного) діаметра корпусу і навпаки, за різних значень діаметра корпусу і постійної (наявної) швидкості горіння палива. За допомогою цих номограм розробник ракети може визначити прийнятну для неї діаграму витрати. У ряді випадків на діаграму витратної характеристики накладаються конструктивні обмеження щодо окремих вузлів маршового двигуна, які впливають на потрібні її параметри. Подані матеріали дозволяють оцінити цей вплив та містять пропозиції щодо його усунення. Наведений метод дає змогу оперативно визначити умови, необхідні для виконання потрібних діаграм витрати продуктів згоряння палива, а у випадку невиконання цих умов – надати альтернативні варіанти для вибору найбільш прийнятного.

Анотація: Сформульовано основні науково-методичні положення щодо проектування одноступеневих керованих ракетних об’єктів з маршовими ракетними двигунами на твердому паливі, призначених для доставляння корисного навантаження в задану точку простору з необхідними значеннями кінематичних параметрів руху. Мета статті – розроблення методичного забезпечення для оптимізації на початковому етапі проектування основних характеристик керованого ракетного об’єкта, до складу якого входить формалізація комплексного завдання оптимізації проектних параметрів, параметрів траєкторії та програм керування рухом керованого ракетного об’єкта, який може здійснювати політ балістичною, аеробалістичною або комбінованою траєкторіями. Задачу сформульовано як задачу теорії оптимального керування з обмеженнями у вигляді рівностей, нерівностей і диференційних зв’язків. Запропоновано підхід до формування програм керування рухом у вигляді поліномів, який дав змогу звести задачу теорії оптимального керування до простішої задачі нелінійного математичного програмування. Під час розрахунків параметрів траєкторій керований ракетний об’єкт розглядали як матеріальну точку змінної маси, при цьому використовували систему рівнянь руху центру мас керованого ракетного об’єкта у проекціях на осі земної системи координат. Наведено структуру математичної моделі та послідовність розрахунку цільового функціонала, які застосовували для оптимізації проектних параметрів, програм керування й основних характеристик керованого ракетного об’єкта. Математична модель керованого ракетного об’єкта дає змогу з допустимою для проектних досліджень точністю визначати: габаритно-масові характеристики керованого ракетного об’єкта в цілому та підсистем і елементів, що входять до його складу; енергетичні, тягові та витратні характеристики маршового двигуна; аеродинамічні та балістичні характеристики керованого ракетного об’єкта. Апробовано розроблене методичне забезпечення на прикладах розв’язання проектних задач. Розглянуто програмні додатки для подання у зручній для користувача формі результатів досліджень.

Анотація: Одним з важливих напрямків розроблення рідинних ракетних двигунів ДП «КБ «Південне» є створення двигунів для верхніх ступенів ракет-носіїв, розгінних блоків, космічних буксирів і злітнопосадочних апаратів. Подано огляд рідинних ракетних двигунів розроблення ДП «КБ «Південне», їх основних характеристик, характерних особливостей, а також розглянуто поточний статус розроблення й експлуатації. Наведено інформацію про такі двигуни: – РД858 і РД859 на компонентах палива тривалого зберігання місячного злітно-посадочного модуля блока Е; – РД809М і РД809К на компонентах палива рідкий кисень + гас, що розробляють на базі серійного рульового РД8 другого ступеня ракети-носія «Зеніт». При цьому РД809М є варіантом двигуна РД8 з щільним компонуванням, а РД809К – його однокамерним варіантом; – РД805 на компонентах палива рідкий кисень + гас, що розробляють на базі камери серійного рульового двигуна РД8 другого ступеня ракети-носія «Зеніт»; – РД835 на компонентах палива рідкий кисень + гас, що розробляють для других ступенів ракетносіїв типу «Маяк»; – двигуни та рушійні установки на компонентах палива тривалого зберігання, такі як РД861К (маршовий двигун третього ступеня ракети-носія «Циклон-4» і другого ступеня ракети-носія «Циклон-4М», ДУ802 (рідинна рушійна установка автономного буксира «Кречет» конверсійної ракети-носія «Днепр»), РД840 (апогейний рідинний ракетний двигун рідинної рушійної установки платформи геостаціонарного супутника зв’язку), VG143 (блок маршового двигуна четвертого ступеня європейської ракети-носія «Вега»), РД864 та РД869 (маршові двигуни розгінних ступенів ракети-носія «Днепр»). Наведена у статті інформація буде цікавою для фахівців з розроблення рідинних ракетних двигунів і ракет-носіїв.

Анотація: Описано результати робіт з визначення оптимальних матеріалів для одного з елементів фіксатора середнього положення для забезпечення підвищення силових характеристик і контактної стійкості елементів фіксатора середнього положення. Наведено результати експериментальної перевірки впливу матеріалу штока з поршнем гідроприводу на контактну стійкість і навантажувальну здатність фіксатора середнього положення двоканального гідроприводу системи керування вектором тяги. Як замінник було вибрано сталь 18ХГТ, що дозволяє після цементації та загартування одержати на поверхневому шарі матеріалу твердість HRCэ 56-62, якщо пластична серцевина, замість HRCэ 36-42 після загартування у застосовуваній сталі 09Х16Н4Б. Порівняльні результати одержано у випробуваннях експериментального зразка фіксатора, укомплектованого двома штоками з поршнем: шток з поршнем, виготовлений відповідно до КД, та експериментальний шток з поршнем, що пройшов цементацію на глибину 0,9-1,3 мм і загартований до HRCэ 56-62. Цементації та загартуванню було піддано кільцеву канавку штока – один з елементів фіксатора. Обидва штоки з поршнем були випробувані у складі макета фіксатора в діапазоні навантажень: до 1200 кгс штатний шток з поршнем і до 3000 кгс експериментальний шток з поршнем під час статичного та циклічного навантаження. Результати випробувань позитивні: штатний шток з поршнем підтвердив свою працездатність під час навантажень до 1200 кгс включно; експериментальний шток з поршнем витримав навантаження до 3000 кгс під час статичного та циклічного навантаження. Оцінювання контактної стійкості проводили після порівняння розмірів відбитків, залишених кульками на поверхнях канавки штока під час навантаження фіксатора. Розміри відбитків на експериментальному штоку з поршнем під час навантаження до 3000 кгс включно не перевищили розмірів відбитків на штатному штоку з поршнем, що свідчить про підвищення контактної стійкості. Вважаємо перспективним напрям пошуку марок сталей у поєднанні з прогресивними методами термічного оброблення для підвищення силових характеристик фіксатора.

Анотація: Розглянуто методологію проектного розроблення маршових двигунів на твердому паливі на етапах робіт, що передують випуску конструкторської документації, виготовленню та випробуванням маршових двигунів. Ці етапи є найважливішими під час створення маршових двигунів, на них визначають конструктивні особливості та проектні параметри двигуна. У статті подано перелік і методологія вибору цих параметрів, величини яких повинні забезпечувати максимальну ефективність ракетного комплексу, тобто мати оптимальні значення. Метою оптимізації є знаходження екстремального значення цільової функції (критерію) від шуканих (тих, що оптимізуються) параметрів. Розглянуто різні види критеріїв, у тому числі найбільш застосовувані в практичній діяльності. Показано, що під час оптимізації проектних параметрів окрім основного в тій чи іншій мірі ураховуються й інші параметри. Великий обсяг розрахункових робіт під час вибору основних характеристик та оптимальних проектних параметрів викликає гостру технічну необхідність розроблення методик, що дозволяють в обмежений строк, без залучення широкого кола вузьких спеціалістів і з достатньою точністю визначити характеристики маршових двигунів та поставити їх на автоматизований розрахунок. На ДП «КБ «Південне» такі методики були створені у період з 2005 по 2019 рр. для різного класу маршових двигунів. У статті подано стислий опис цих методик із зазначенням діапазону параметрів, у якому вони були апробовані. Пошук оптимальної сукупності великої кількості проектних параметрів маршових двигунів і ракети, що визначена обраним критерієм ефективності, може бути здійснено за допомогою, наприклад, генетичного алгоритму, реалізованого в комп’ютерному додатку Optimization toolbox з пакета MATLAB. Для розв’язання цієї задачі крім програми з розрахунку маршового двигуна й алгоритму оптимізації необхідна програма автоматизованого розрахунку характеристик ракети, сполучна з програмою автоматизованого зовнішньобалістичного розрахунку критерію ефективності ракетної системи (наприклад, дальність стрільби). Ці програми повинні бути об’єднані в одну, якою повинен користуватися один спеціаліст. Ураховуючи великий обсяг робіт і відсутність на цей час об’єднаної програми, у статті дано рекомендації щодо зменшення кількості розрахунків, а також щодо діапазонів варіювання під час пошуку їхнього оптимального значення. Окрім загальноприйнятих критеріїв ефективності маршових двигунів (розділ 3) розглянуто та проаналізовано й інші критерії ефективності, запропоновані авторами. Показано, що критерії ефективності маршових двигунів повинні бути тісно пов’язані з параметрами ракети, у якій їх застосовують.