Dom » porezi » Proračun balističkog (eliptičnog) presjeka putanje. Program za promjenu kuta napada i nagiba

Proračun balističkog (eliptičnog) presjeka putanje. Program za promjenu kuta napada i nagiba

Kao što je već napomenuto u analizi segmenta leta prve faze, postojeća ograničenja dopuštenog normalnog preopterećenja, najveće brzine nadolazećeg strujanja zraka ili visine brzine u trenutku razdvajanja prvog i drugog stupnja dovode do gotovo jedina prihvatljiva kontrola u prvoj fazi, koja osigurava, kao što je već navedeno, gravitacijsku putanju okreta kada je kut napada blizu nule tijekom leta. Obično se program kuta nagiba za prvu fazu bira iz posljednjeg uvjeta, ali mogućnosti su bliže programu gravitacijskog okretanja. Odabirom početnog negativnog napadnog kuta (do M

Nakon održavanja uvjeta d = 0 u odjeljku odvajanja koraka, optimalni program derivacije u općem slučaju može zahtijevati skok prema gore za kut AO, zbog različitih zahtjeva i pitch programa u prvoj i drugoj fazi. Potreban skok može se ostvariti praktički rotacijom zrakoplova u nagibu s maksimalnom dopuštenom kutnom brzinom |? max "Tada kontrola počinje s malom konstantnom kutnom brzinom rotacije OKO ali). Rezultirajuća linearna promjena kuta nagiba u vremenu bliska je (uzimajući u obzir male kutove) optimalnoj kontroli pronađenoj u problemu modela s linearnom promjenom vremena u tangenti kuta nagiba.

Iznos skoka JSC utječe uglavnom na visinu rezultirajuće orbite i stalnu kutnu brzinu rotacije 0 0 - po kutu nagiba putanje na kraju aktivnog odsječka.

Tijekom procesa povlačenja, upravljački sustav eliminira nastajuće kutove skretanja i prevrtanja. Stanje 0 = 0 se obično održava pri odvajanju bilo koje faze, kao i pri odvajanju korisnog tereta.

U nekim sustavima upravljanja postojeća ograničenja dizajna ne dopuštaju promjenu predznaka derivacije kuta nagiba, tj. uvjet mora biti zadovoljen O 0. U ovom slučaju odabirom horizontalne (0 = 0) i koso (OKO

Razmotrimo moguće sheme lansiranja ovisno o visini zadane orbite, za koju će se, radi određenosti, pretpostaviti da je kružna.

Glavna općeprihvaćena shema za lansiranje je takva da se svaki sljedeći stupanj uključuje gotovo odmah nakon potrošenog, a motori stupnja rade punim potiskom. Ova metoda se obično primjenjuje

Riža. 2.6.

za relativno niske orbite s visinom od 200 - 300 km(slika 2.7). Ovisno o vremenu aktivnog segmenta, svaki zrakoplov ima svoju optimalnu visinu kružne orbite L“?.“ na koju se može lansirati maksimalni nosivost. Kada se u orbitu lansira manja visina, nosivost se smanjuje zbog jačanje kočnog učinka atmosfere.U slučaju lansiranja u više orbite, masa korisnog tereta naglo opada zbog pojave velikih napadnih kutova u segmentu leta gornjih stupnjeva i jačanja kočnog učinka Zemljine gravitacije s povećanje strmine putanje (slika 2.8). Povećanje strmine je potrebno za postizanje visokih orbita.

Za lansiranje zrakoplova s kontinuiranim radom motora u orbite visine 500 - 1000 km potrebno je povećati vrijeme aktivne dionice. To se može postići prigušivanjem mjernog motora (u dopuštenim slučajevima) ili gašenjem prijenosnog motora zadnje faze u nekom trenutku i nastavkom leta s upravljačkim motorima koji rade na ubrzanju zrakoplova (slika 2.9). U potonjem slučaju, osim prisutnosti upravljačkih motora

Riža. 2.7. Shema kontinuiranog lansiranja u orbitu: 1 - područje prve faze, 2 - područje operacije druge faze, 3 - područje operacije treće faze, 4 - kružna orbita

Riža. 2.8.

potrebno je da se napajaju gorivom iz zajedničkih spremnika s nosačem motora. Korištenje segmenta leta sa smanjenim potiskom omogućuje značajno povećanje visine orbite u usporedbi s konvencionalnom metodom lansiranja (slika 2.8).

Masu izlaznog tereta upućujemo na njegovu maksimalnu vrijednost t, - t r 1 !, i za svaku vrijednost t r nalazimo relativnu visinu orbite A = L/,/A/, gdje je A/, visina kružne orbite, na koju nosi teret mase t r / kada se koristi segment leta sa smanjenim potiskom, a Ay je visina kružne orbite na koju se lansira isti teret kada

Riža. 2.9. Shema lansiranja sa segmentom leta smanjenog potiska: 1 - prvi segment operacije, 2 - operativni segment druge faze, 3 - segment leta smanjenog potiska, 4 - kružna orbita

Riža. 2.10.

kontinuirani rad motora pri punom potisku. Tipična ovisnost do = )t p), prikazano na sl. 2.10 je blizu linearnog. Kod malih nosivosti visina orbite može se povećati za faktor 24-3 korištenjem segmenta leta sa smanjenim potiskom.

Napominjemo da je takav indukcijski način jedan od mogućih optimalnih identificiranih u proučavanju problema modela, a kontinuirani rad upravljačkih motora osigurava stabilnost i upravljivost u indukcijskom procesu.

Treća shema lansiranja pretpostavlja korištenje pasivnog segmenta leta između pretposljednjeg i zadnjeg stupnja ili između prvog i drugog paljenja motora zadnje faze. Na taj se način teret može lansirati u orbite gotovo bilo koje visine.

Moguće su dvije modifikacije ove sheme. Prvi se koristi za relativno niže orbite i razlikuje se po tome što postoji mali pozitivni nagib putanje na početku pasivnog kraka. Zbog tog kuta posljednja faza dostiže svoj apogej kada je kutni raspon pasivnog presjeka znatno manji od 180°. U blizini apogeja, koji se nalazi otprilike na visini zadane orbite, motor stupnja se uključuje kako bi se brzina povećala na kružnu (slika 2.11).

Riža. 2.11. Sheme lansiranja s pasivnim dijelom: 1 - prva faza operacije, 2 - dionica druge faze, 3 - pasivna sekcija, 4 - dionica treće faze, 5 - kružna orbita

Druga modifikacija sheme lansiranja, koja se može koristiti za bilo koje orbite od praktičnog interesa, odlikuje se velikim kutnim rasponom pasivnog dijela (kutni raspon je 180°). Da bi to učinili, pasivni segment mora započeti pod nultim kutom nagiba putanje, tj. prvi aktivni segment završava na perigeju prijelazne putanje, čiji se apogej nalazi približno na visini zadane orbite (Sl. 2.11). Stupanj mora biti pravilno orijentiran prije pokretanja motora.

Shema lansiranja s pasivnom nogom različitog trajanja može se uspješno koristiti za bilo koje orbite, a ne samo za visoke.

za prijemni ispit za smjer magistratura 160700.68 "Avio-motori"

Klasifikacija koordinatnih sustava prema mjestu ishodišta koordinata, vezanjem za objekt. Primjeri iz raketne tehnologije.
Geocentrični i početni koordinatni sustav. Prijenos s jednog na drugi. Pojam osnovnih kutova. Primjeri iz raketne tehnologije.
Vezani i koordinatni sustavi brzine. Prijenos s jednog na drugi. Pojmovi osnovnih kutova. Primjeri iz raketne tehnologije.
Jednadžba I.V. Meshchersky: fizičko značenje, pretpostavke. Prvi i drugi zadatak K.E. Ciolkovsky: fizičko značenje.
Glavne komponente ubrzanja slobodnog pada. Pod kojim uvjetima ih je potrebno obračunati?
Proračun geodetskog raspona i izračunati azimut.
Podjela atmosfere prema kemijskom sastavu zraka. Karakteristike promjene viskoznosti, tlaka i gustoće na visini. Priroda promjene temperature s visinom.
Određivanje atmosferskih parametara u proizvoljnoj točki putanje.
Osnovne projekcije aerodinamičke sile u brzinskom i spregnutom koordinatnom sustavu. fizičko značenje.
Struktura koeficijenta otpora, utjecaj M.
Struktura koeficijenta uzgona, utjecaj M.
Eksperimentalno određivanje koeficijenta otpora.
Aksijalno i bočno preopterećenje: fizičko značenje. Nametnuta ograničenja n x I n y na putanju zrakoplova.
Utjecaj odredišta zrakoplova na vrstu putanje aktivnog mjesta.
Glavna ograničenja pri odabiru putanje aktivnog mjesta.
Program za promjenu kuta napada i nagiba.
Parabolične i eliptične putanje. Parametri u proizvoljnoj točki.
Čimbenici koji uzrokuju raspršivanje projektila. Sustavne i nasumične korekcije: fizičko značenje, metode određivanja.
Nasumično raspršivanje projektila: osnovni uzorci. Elipsa raspršenja.
Ovisnost brzine o dometu leta: bez atmosfere, s homogenom atmosferom, sa stvarnom atmosferom.
Optimalni kut bacanja: fizičko značenje. Vrijednost optimalnog kuta bacanja, uzimajući u obzir atmosferu i zakrivljenost Zemlje.
Klasifikacija projektila.
Izgled jednostupanjske rakete na čvrsto gorivo.
Izgled tekuće jednostupanjske rakete.
Prednosti i nedostaci raketnih motora na kruto gorivo u usporedbi s raketnim motorima.
Glavni pokazatelji i karakteristike raketnog motora.
Klasifikacija čvrstih raketnih goriva. Navedite primjere.
Klasifikacija tekućih pogonskih goriva. Navedite primjere.
Glavne metode hlađenja komore za izgaranje i mlaznice raketnog motora.
Glavne vrste komora za izgaranje i mlaznica LRE. Navedite primjere.
Glavne vrste mlaznica. Navedite primjere.
Oblici rashladnih kanala raketnog motora na tekuće gorivo.
Zahtjevi za projektiranje bojnih glava projektila. Vanjski oblici i stabilizacija dijelova glave.
Zahtjevi za spremnike. Osnovne sheme dizajna spremnika.
Raketni pogonski set: krakovi, stringeri i okviri.
Turbopumpna jedinica. Namjena, sastav, dijagrami rasporeda.
Metode spajanja odjeljaka zrakoplova i metode odvajanja odjeljaka.
Uređaj i rad raketnog reduktora tlaka 8K14.
Uređaj i rad regulatora raketnog potiska 8K14.
Uređaj i rad stabilizatora raketnog tlaka 8K14.
LRE sheme.
Zakon održanja mase.
Volumetrijske i površinske sile u mehanici kontinuuma. Tenzor naprezanja.
Zakoni održanja mase, količine gibanja i energije za idealni plin.
adijabatski procesi. Poissonova adijabatska jednadžba.
Parametri kočenja, kritični parametri.
Plinodinamičke funkcije. Njihova primjena za izvođenje plinodinamičkih proračuna.
Istjecanje iz rezervoara u medij s zadanim tlakom.
Jednodimenzionalni nestacionarni tokovi idealnog plina. Riemannove invarijante.
Formiranje udarnih valova. Fizičko objašnjenje nastanka udarnih valova.
Relacije za promjenu brzine na udarnom valu.
Zbijeni skokovi. Usporedba Hugoniotovih i Poissonovih adijabata.
Osnovne jednadžbe ravnog i osnosimetričnog ustaljenog gibanja idealnog plina.
Navier-Stokesove jednadžbe za nestlačive medije.
Newtonova jednadžba koja povezuje tenzor naprezanja s tenzorom brzine deformacije.
Osnovni kriteriji sličnosti. njihovo fizičko značenje.
Poiseuilleov tok. Izvođenje formule za koeficijent otpora. Proračun pada tlaka u laminarnom toku.
Izvođenje jednadžbi za granični sloj.
Proračun naprezanja trenja na površini ravne ploče.
Prijelaz s laminarnog na turbulentno strujanje. Kritični Reynoldsov broj.
Što se naziva unutarnjom energijom sustava?
Dajte kratak opis tri principa termodinamike.
Što se podrazumijeva pod termodinamičkim sustavom, radnim fluidom? Navedite primjere termodinamičkih sustava.
Koje se stanje naziva ravnotežnim i neravnotežnim?
Navedite jednadžbu stanja idealnog plina i opišite svaku njegovu komponentu.
Napišite jednadžbu prvog zakona termodinamike i definirajte pojmove rada ekspanzije, unutarnje energije, entalpije.
Razmotrimo primjenu prvog zakona termodinamike za neke posebne slučajeve kada nema izmjene topline s okolinom, volumen sustava se ne mijenja ili se unutarnja energija ne mijenja.
Napišite izraz za prvi zakon termodinamike za otvoreni termodinamički sustav. Kakav je tijek rada?
Koliki je toplinski kapacitet tvari? Navedite i opišite vrste toplinskih kapaciteta korištenih u proračunima. Kako toplinski kapacitet ovisi o temperaturi? Koliki je prosječni toplinski kapacitet?
Koji se termodinamički proces naziva ciklus? Koji ciklus se naziva naprijed i nazad?
Koja je bit drugog zakona termodinamike. Navedite neke od njegovih izraza.
Kako se mijenja entalpija u reverzibilnim i ireverzibilnim procesima?
Princip rada kompresijskih strojeva. Kako se određuje rad kompresora?
Navedite klasifikaciju i glavne karakteristike procesa prijenosa topline.
Formulirajte osnovni zakon provođenja topline.
Kako se računaju procesi hlađenja ili zagrijavanja raznih tijela?
Koje je fizičko značenje kriterija Re, Nu, Pr, Bi, Fo?
Formulirajte tri teorema sličnosti.
Koje tehnike mogu smanjiti otpor trenja pri strujanju oko tijela?
Kako izračunati prijenos topline između plina i njegove okolne ljuske?
Osnovni slučajevi izračuna. Sigurnosni faktor. Granica sigurnosti.
Mehanička svojstva čvrstih raketnih goriva.
Umetljivo šuplje punjenje napunjeno pritiskom produkata izgaranja.
Provjera depozitne naknade za kolaps duž potpornog kraja.
Proračun vezanog naboja opterećenog tlakom produkata izgaranja.
Koncentracija naprezanja u naboju.
Proračun čvrstoće kućišta motora.
Osnovna opterećenja, projektni slučajevi i kriteriji za ocjenu čvrstoće elemenata komore za izgaranje LRE.
Proračun čvrstoće dna raketnog motora na kruto gorivo. Utjecaj rupe u dnu na njezinu čvrstoću.
Proračun LRE komore za izgaranje za ukupnu nosivost.
Kolika je konstanta ravnoteže kemijske reakcije? Navedite primjer.
Kolika je konstanta brzine kemijske reakcije? Kako se definira?
Koji je uvjet za ravnotežu smjese tvari u produktima izgaranja.
Zakon aktivnih masa. Kako odrediti brzinu kemijske reakcije?
Što se podrazumijeva pod reakcijom toplinske disocijacije? Navedite primjere takvih reakcija.
Što je entalpija? Kako je to povezano s toplinom stvaranja tvari?
Koliki je stehiometrijski omjer goriva?
Koliki je omjer viška oksidansa i kako se određuje?
Procesi koji se odvijaju tijekom izgaranja tekućih goriva.
Procesi koji nastaju tijekom izgaranja krutih goriva.

Šef smjera 160700.68

Doktor fizičko-matematičkih nauka, profesor A.V. Aliyev

Program kretanja rakete na OUT

preopterećenje lansiranja balističkih projektila

Analiza stvarnih programa za kretanje vođenih balističkih projektila (UBR) i lansirnih vozila omogućuje izradu približnih programa koji se koriste u rješavanju problema balističkog projektiranja vođenih projektila.

Dakle, za prve korake RBS-a, približni program opisan relacijom je blizu optimalnog:

U tom slučaju kut nagiba može se zamijeniti kutom putanje i koristiti približni program oblika koji se dobro slaže sa stvarnim:

gdje je kut putanje na kraju aktivnog dijela;

Faktor punjenja podrakete;

Radna rezerva goriva i-te aktivne faze;

Početna masa i-tog aktivnog stupnja;

Masovna druga potrošnja goriva i-te aktivne faze;

Za neke karakteristične dionice putanje, ovisno o broju stupnjeva rakete, bit će najzgodnije postaviti različita ograničenja na program kretanja rakete na OUT-u.

sl.4.

1. Dvostupanjska raketa (slika 4).

Proračuni vezani uz izbor optimalnih programa pokazuju da je za sve etape leta, počevši od druge, koje ne podliježu ograničenjima napadnog kuta, optimalni program vrlo blizu ravnoj liniji. Program leta druge etape uključuje sljedeće dijelove:

dio "smirivanja" od trenutka do, tijekom leta događa se s napadnim kutom. Odjeljak za "smirivanje" je neophodan kako bi se otklonile smetnje koje nastaju kada su stepenice odvojene;

predskretni dio (ako je potrebno) s vremena na. U ovom dijelu, dok je napadni kut određen i izrazi

segment leta s konstantnim kutom nagiba.

Napomena: 3. i sljedeće etape smatraju se letenjem s konstantnim kutom nagiba.

sl.5.

Proračun balističkog (eliptičnog) presjeka putanje

Položaj rakete na početku eliptičnog presjeka određen je proračunom aktivnog presjeka putanje, a u ovoj fazi proračuna može se smatrati zadanim. Kretanje rakete od točke do točke, smještene na istoj visini ili istom polumjeru, događa se duž luka elipse, simetrične oko osi (slika 1.).

Domet eliptičnog leta je:

Zemljina konstanta.

Formula za određivanje optimalnog kuta putanje na kraju aktivnog dijela, pri kojem će domet leta projektila u eliptičnom dijelu biti maksimalan.

Uspoređujući vrijednost kuta s vrijednošću dobivenom pri rješavanju sustava jednadžbi (5), potrebno je doraditi program leta rakete do AUT-a kako bi se postigao maksimalni domet BR.

Vrijeme leta rakete na eliptičnoj sekciji:

Proračun završne (atmosferske) dionice putanje

Prilikom proučavanja parametara kretanja bojne glave na atmosferskom dijelu pasivnog dijela putanje potrebno je uzeti u obzir učinak aerodinamičkog otpora.

Kretanje središta mase dijela glave u odnosu na nerotirajuću Zemlju pri nultom napadnom kutu u projekcijama na osi koordinatnog sustava brzina opisuje se sljedećim sustavom jednadžbi (slika 6):

gdje je masa glave.

Čimbenici preopterećenja koji djeluju na raketu u letu

Pri ocjenjivanju čvrstoće raketne konstrukcije potrebno je poznavati ne samo rezultantne vanjske sile koje djeluju na raketu u cjelini, već i njihove pojedine komponente.

Pri rješavanju sustava jednadžbi (5) ili (13) poznata su tangencijalna i normalna akceleracija rakete. Pronađimo aksijalne i poprečne komponente ubrzanja u vezanom koordinatnom sustavu (slika 3.).

Uzimajući u obzir da na masu rakete osim aksijalnog i poprečnog ubrzanja djeluje i ubrzanje zemljine teže, nakon manjih transformacija dobivamo koeficijente ukupnih (statičkih i dinamičkih) aksijalnih i poprečnih preopterećenja koja djeluju na raketa u letu.

Veličine i su isključivo parametri putanje i određuju se kao rezultat numeričke integracije jednadžbi gibanja rakete.

Kada je Q=const, zakon promjene mase zadan je sa m(t)=m0-Qt, gdje je m0 početna masa.

Varijable, dok je izraz sila uključen u desnu stranu, definirane gore navedenim formulama.

8. jednadžba sustava (2) naziva se program. Obično je ova jednadžba glatka krivulja po komadima. Svih osam varijabli moraju dobiti početne vrijednosti na t=0.

Pišemo sustav (3):

(3)

- za ove varijable treba postaviti početne uvjete.

Glavna metoda izračuna je numerička integracija. Osim toga, pri rješavanju jednadžbi može se koristiti analitička metoda (metoda uzastopnih aproksimacija (iteracija)).

Putanja programa, zahtjevi za program, formulacija problema izbora optimalnog programa.

Program leta na aktivnoj nozi u principu je postavljen kao jedna od ovisnosti , ili neke druge karakteristike kretanja. Programiranje se može izvesti ne samo u vertikalnoj ravnini Ox0y0, već iu horizontalnoj ravnini Ox0z0, kao i za prostorne putanje. Obično polazite od ovisnosti o softveru, budući da je kut nagiba lako izmjeriti s visokom točnošću pomoću žiroskopskih senzora. Program se postavlja prije početka i ne ispravlja se tijekom kretanja. Posebno je zanimljiv problem odabira optimalnog programa za rješavanje ovog problema, glavni zahtjevi su postizanje najvećeg raspona putanje uz najmanju disperziju upadnih točaka.

14.10.05 *

Problem odabira programa najvećeg dometa može se riješiti analitičkim metodama klasičnog varijacijskog računa uz prilično grube pretpostavke: ako pretpostavimo da je potisak konstantan, ne uzimamo u obzir silu otpora, uzmimo gravitacijsko polje konstantni, paralelni i ne uzimaju u obzir ograničenja u kutovima napada.

, - početna vrijednost kuta nagiba

Takav program osigurava konstantnost kuta nagiba u cijelom aktivnom dijelu i koso lansiranje rakete. Ovaj program se ne može praktično provesti.

Prilikom odabira programa za promjenu kuta nagiba treba uzeti u obzir zahtjeve za osiguranjem dovoljne granice sigurnosti konstrukcije s najmanjom težinom, zahtjeve vezane uz uvjete lansiranja, osiguranje stabilnosti kretanja itd., što nije bilo predviđeno kod rješavanja problema metodama klasičnog varijacijskog računa. Odabir programa, uzimajući u obzir sve zahtjeve za raketu, jedna je od najvažnijih faza projektiranja. Zadržimo se na tim zahtjevima i razmotrimo metodologiju odabira programa. Razmotrit ćemo slučaj jednostupanjske BR. Vrsta ove programske jednadžbe ovisi o namjeni rakete, njezinim strukturnim i tehničkim parametrima te vrsti lansiranja (okomito, nagnuto). Istodobno, uz ispravno izrađen program u skladu s mogućnostima kontrolnog sustava (ograničena odstupanja kontrolnih tijela), ovisnosti treba glatko mijenjati, tj. nemaju kutne točke tijekom leta na aktivnoj nozi. U pravilu BR polaze od lansera okomito prema gore tako da se početni kut nagiba i početni vertikalni segment leta odvijaju i ostaju isti tijekom određenog vremenskog intervala. Vertikalno lansiranje BR-a omogućuje posjedovanje najjednostavnijih lansera i pruža povoljne uvjete za upravljanje u početnom dijelu putanje. Posljednja okolnost objašnjava se činjenicom da se potisak motora koristi za upravljanje BR, posebno kod raketnih motora na kruto gorivo, dio glavnog potiska se odabire za upravljanje. Ako potisak nije dosegao svoju nominalnu vrijednost, tada će i njegov dio koji se koristi za upravljanje biti nedovoljan. Motoru je potrebno nekoliko sekundi da se vrati u normalni način rada i obično određuje trajanje početnog okomitog dijela putanje. Osim toga, okomito lansiranje omogućuje smanjenje zahtjeva za krutošću BR tijela i, posljedično, smanjenje težine njegove strukture.

UDK 623.4.027

ODABIR PROGRAMA ZA PROMJENU KUTA NASLONA RAKETE BRODICE

POČETAK ZRAKOM

D. A. Klimovsky Nadzornik - N. A. Smirnov

Sibirsko državno svemirsko sveučilište nazvano po akademiku M. F. Rešetnevu

Ruska Federacija, 660037, Krasnojarsk, prosp. ih. plin. "Radnik u Krasnojarsku", 31

E-mail: smirnov@sibsau.ru

Određena je funkcija promjene kuta nagiba prvog stupnja zračne rakete nosača.

Ključne riječi: lansiranje zraka, kut nagiba.

ODABIR PROGRAMA KUTNA KRATA RAKETA SA LANSIRANJEM ZRAKA

D. A. Klimovskiy znanstveni nadzornik - N. A. Smirnov

Reshetnev Sibirsko državno svemirsko sveučilište 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Ruska Federacija E-mail: smirnov@sibsau.ru

U radu definirana funkcija mijenja kut nagiba rakete prvog stupnja lansiranjem iz zraka.

Ključne riječi: zračno lansiranje, kut nagiba.

U procesu projektiranja lansirnog vozila, potreba za proračunom trajektorije javlja se u sljedećim glavnim slučajevima:

1. U fazi odabira glavnih projektnih parametara lansirne rakete (broj stupnjeva, izbor komponenti goriva, masa goriva ubačenog u pojačivače, početni omjer potiska i težine itd.);

2. Prilikom generiranja početnih podataka za proračune čvrstoće, toplinske proračune, proračune dinamike kretanja lansirnog vozila, uključujući dinamiku starta i dinamiku odvajanja stupnja, itd.

3. Prilikom formiranja tehničkih zahtjeva za pojedinačne sustave lansirnih raketa, kao što su sustav upravljanja, pogonski sustav, pneumohidraulički sustav, telemetrijski sustav i dr.

4. Za provođenje verifikacijskih proračuna s parametrima pojedinih elemenata lansirne rakete dotjeranim tijekom procesa projektiranja.

Glavni problem je u tome što se sve klasične metode proračuna raketa-nosača temelje na programu lansiranja s okomitim lansiranjem, što onemogućuje njihovu primjenu pri proračunu izravnog lansiranja rakete iz zrakoplova nosača, gdje početni kutovi lansiranja počinju od 0°. Gornja granica ograničena je mogućnostima zrakoplova.

Obično se na stvarne programe za kretanje lansirnih vozila postavljaju sljedeći zahtjevi:

1) osiguranje konačne brzine i visine;

2) mogućnost vertikalnog lansiranja;

3) ograničenje preopterećenja;

4) glatka promjena parametara;

5) nedostatak napadnih kutova pri transzvučnim brzinama leta;

Pokušajmo odrediti kako bi trebala izgledati putanja lansirne rakete iz zraka. U prvim trenucima raketa se kreće s početnim kutom nagiba. Zatim bi trebao doći zaokret u smjeru povećanja kuta nagiba kako bi se brže prolazilo kroz guste slojeve atmosfere. Zatim je potrebno početi smanjivati kut nagiba tako da u trenutku isključivanja motora zadnje faze brzina ima potrebni kut nagiba prema lokalnom horizontu. Pod ovim uvjetima dobro

Aktualni problemi zrakoplovstva i astronautike - 2015. Svezak 1

prikladne trigonometrijske funkcije "kosinus" ili "sinus". Dakle, jednadžba za kosinusnu funkciju imat će sljedeći oblik:

b(tst) \u003d A co8 (yutst + f) + K

gdje je 0 - trenutni kut nagiba; A, K, u, φ - parametri za određivanje, t - trenutna relativna masa potrošenog goriva. Primjer tražene funkcije prikazan je na sl. jedan.

Riža. 1. Funkcija kuta nagiba

Za određivanje četiri nepoznata parametra potrebno je poznavati četiri početna uvjeta:

1) 9(^r0) = 0o = 0mm za o^.0 + φ = n; Ct0 - relativna masa istrošenog goriva na početku zavoja, 0o - početni kut nagiba;

2) 0(Tsk1) = 0k1; ctk1 je relativna masa istrošenog goriva prvog stupnja, 0k je konačni kut nagiba prvog stupnja;

3) 0 = 0max, za o^ + φ = 0; 0max - maksimalni kut nagiba;

4) Budući da je kosinusna funkcija periodična, potrebno je da rješenje stane u jedan period, za koji je odgovoran parametar u;

Uzimajući u obzir ove uvjete, dobivamo sljedeće vrijednosti nepoznatih parametara:

A - max min. k - max min .

arccos I---l + n

Konačna jednadžba će imati oblik:

b(|o,t) - A -yut2 + n) + K;

Za dvostupanjski lansirni program, program kuta nagiba pri 00 = 5°, tst0 = 0,05, 0s = 30, = 0,733 1, 0k2 = 0, tstk2 = 0,925 1 poprimiće oblik (slika 2).

Također, ova se jednadžba može koristiti za izračunavanje rakete-nosača s okomitim lansiranjem. Na sl. 3, točkasta linija prikazuje klasični derivacijski program, puna linija - prema dobivenom izrazu.

O 0,2 0,4 0,6 0,8 1

Riža. 2. Program kuta nagiba za dvostupanjski lansir s lansiranjem iz zraka

Riža. 3. Derivacijski programi: klasični i prema dobivenoj jednadžbi

1. Apazov R. F., Sytin O. G. Metode za projektiranje putanja nosača i satelita Zemlje. M.: Znanost. CH. izd. fizika-matematika. lit., 1987. 440 str.

2. Varfolomeeva V.I., Kopytova M.I. Dizajn i ispitivanje balističkih projektila. M. : Vojna izdavačka kuća, 1970. 392 str.

Proračun balističkog (eliptičnog) presjeka putanje. Program za promjenu kuta napada i nagiba

za prijemni ispit za smjer magistratura 160700.68 "Avio-motori"

Program kretanja rakete na OUT

Proračun balističkog (eliptičnog) presjeka putanje

Popularan