Elevii, studenții absolvenți, tinerii oameni de știință care folosesc baza de cunoștințe în studiile și activitatea lor vor fi foarte recunoscători.
Numărul de etape ale rachetei n Diametrul rachetei m
Greutatea părții capului Masa unității de rachetă
Masa combustibilului din blocul de rachete Consumul de combustibil DN kg / c
Impulsul specific al forței motoarelor de propulsie în vid. m / s
Greutatea vehiculului de coborâre
Diametrul vehiculului de coborâre
O scurtă teorie a problemei calculării traiectoriei unei rachete balistice cu un motor cu rachetă lichidă, cu desene explicative și dependențe de bază calculate. Diagrama bloc a sarcinii de calcul pe un computer. Intervalul și timpul zborului rachetei pe secțiunea eliptică a traiectoriei. Intervalul total și timpul total de zbor al rachetei. Tipărirea rezultatelor de calcul.
Lista materialelor grafice (cu desene obligatorii)
1.Grafiki traiectoria - 2n (A3): a) un grafic combinat al unghiului de atac, unghiul de unghi calea software traiectorie, viteza și suprasarcina longitudinală a presiunii asupra vitezei timpului de zbor la situsul activ ;. b) un grafic combinat al dependenței de viteză, cap de viteză și suprasarcină longitudinală în timpul zborului pentru secțiunea finală a traiectoriei.
2. Feodosiev VI Bazele tehnicii de zbor cu rachete. - M. Nauka, 1981.-496 p.
Șef ________ Grechukh I.N. Ph.D. lectorul superior al facultății "AVIRS" OmSTU
Sarcina a fost acceptată pentru executare de către student ________ Musonov I.D.
1. Calcularea părții active a traiectoriei
2. Programul mișcării rachetelor de pe VUT
3. Calculul secțiunii balistice (eliptice) a traiectoriei
4. Calcularea secțiunii finale (atmosferice) a traiectoriei
5. Coeficienți de supraîncărcare care acționează asupra unei rachete în zbor
6. Schema de bloc simplificată pentru rezolvarea problemei pe un computer
7. Calcularea traiectoriei BR controlată
8. Calcularea sitului de declin
Rachetele balistice cu rază lungă de acțiune (BR) și vehiculele de lansare (LV) ale navelor spațiale (SC) pornesc pe verticală. Punctul verticale nu numai că are un număr de avantaje față de înclinarea, dar este și singurul posibil pentru această clasă de rachete. Design cu pereți subțiri de racheta nu este capabil să reziste la forțe laterale atunci când se deplasează și colectarea de rachete cu ghidare și lansator pentru începerea oblică a acestui tip de rachete de greutate și dimensiunea acesteia ar fi în mai multe ori mai mare decât dispozitivele existente de pornire.
Fig.1 Traiectoria unei rachete balistice.
Cu o lansare verticală, racheta este așezată pe platforma de lansare, care este prevăzută cu o deschidere centrală pentru evacuarea jetului de gaze cu motor de rachetă.
După pornire, BR continuă ridicarea verticală în aproximativ 5 ... 10 secunde. după care își începe rândul spre obiectiv.
Traiectoria BR (figura 1) poate fi privită ca o primă aproximare ca o curbă plană. porțiunea de traseu din punct de plecare O la punctul A este trecut motor racheta rulează și se numește o porțiune activă a traiectoriei (OUT) sau porțiunea de excreție. Acea parte a traiectoriei în care racheta are un efect notabil asupra forțelor aerodinamice se numește porțiunea atmosferică a zborului. Pentru GR-uri grele, secțiunea atmosferică este întotdeauna mai scurtă decât AUUT.
După oprirea motorului (punctul A) al rachetei sau partea capului (MS) ca organism exprimate liber de zbor, iar filtrul vizualizare cale este determinată numai de forța de atracție a Pământului și condițiile inițiale pentru această porțiune de filtru.
Secțiunea traiectoriei de la punctul A la punctul C se numește secțiunea balistică (eliptică) a traiectoriei. Punctul C este la aceeași înălțime cu punctul A.
Condițiile inițiale ale secțiunii balistice a traiectoriei sunt:
- gama terminală a câmpului;
- înălțimea capătului OUT;
- viteza rachetei de la punctul A;
- unghiul de traiectorie la punctul A.
Secțiunea traiectoriei de la punctul C la punctul D se numește zona de intrare în atmosferă. Deoarece traiectoria unui zbor liber este simetric în raport cu axa principală a elipsei, putem presupune că:
sau cunoscută din calculele secțiunilor active și eliptice ale traiectoriei;
Traiectoria lansării vehiculelor de lansare (figura 2), de exemplu, în două etape, în natura sa, practic nu diferă de traiectoria BM cu rază lungă de acțiune. La punctul A1, motoarele din prima fază își finalizează activitatea. Blocurile din prima etapă sunt aruncate și cad pe Pământ (punctul C1). A doua etapă informează racheta cu privire la viteza necesară, iar la sfârșitul secțiunii active a celei de-a doua etape, deja în orbită, motorul se oprește (punctul A2).
Fig.2. Traiectoria rachetei purtătoare.
Rotația rachetei la locul de lansare este efectuată de organismele de control în conformitate cu programul pre-selectat. Lansarea rachetei se caracterizează printr-un unghi de software (unghiul de înclinare) - unghiul dintre axa longitudinală a rachetei și linia de orizont a punctului de lansare. Dependența unghiului la timpul de zbor se numește programul de schimbare a unghiului de pas.
Gama totală de BM cu rază lungă de acțiune este:
unde este intervalul părții active a traiectoriei;
- gama secțiunii eliptice a traiectoriei;
- a secțiunii finale (atmosferice) a traiectoriei.
1. Calcularea părții active a traiectoriei
Ipotezele utilizate în calcul:
Pământul are forma unei sfere cu o rază;
Influența rotației Pământului nu este luată în considerare;
Valorile parametrilor atmosferici la punctul de pornire corespund atmosferei standard a GOST 4401-81;
Racheta pornește de la suprafața Pământului, adică ;
Vectorul de împingere al sistemului de propulsie este direcționat de-a lungul axei longitudinale a rachetei;
Controlul rachetei pe traseul de zbor este ideal;
Centrul de presiune al rachetei coincide cu centrul de masă;
În compilarea ecuațiilor diferențiale de mișcare a rachetelor pe BAT, se ia în considerare numai acțiunea principalelor forțe, și anume:
a) puterea de tracțiune a sistemului de propulsie;
b) forța gravitațională a Pământului;
c) forța aerodinamică a rezistenței la aer.
Manageri și alte forțe care operează pe o rachetă în zbor sunt mult mai puțin decât cele de bază și pot fi ignorate.
Vom scrie sistemul ecuațiilor diferențiale ale mișcării rachetelor pe ATT în planul de ardere și vom adăuga aici relațiile geometrice lipsă care caracterizează traiectoria zborului rachetei
Să scriem relațiile geometrice care caracterizează traiectoria unui zbor cu rachete în sistemul polar:
Din ecuațiile (3), după integrare, distanța de zbor sferică este determinată pe baza ATT și a înălțimii locale:
Pentru colțuri. și se pot scrie următoarele relații (figura 3):
Figura 3. Principalele forțe și momente care acționează asupra rachetei în zbor.
Formulele (1) - (4) includ următoarele cantități:
- viteza de racheta;
- forța aerodinamică axială;
- Forța aerodinamică de ridicare (laterală);
- densitatea aerului la altitudinea de zbor;
- densitatea aerului la nivelul mării;
- stația de rachete în mijlocul navei;
- coeficienții forțelor aerodinamice de rezistență la aer sunt determinate prin calcule aerodinamice. Valorile acestor coeficienți sunt variabile și în principal depind de viteza sau numărul Mach;
- viteza de zgomot în atmosferă la altitudinea de zbor;
- masa de pornire a rachetei;
- consumul de combustibil al doilea rând;
- accelerația gravitației la altitudinea de zbor;
- accelerarea atracției terestre în apropierea suprafeței Pământului;
- distanța de la centrul Pământului la rachetă (vectorul razei rachetei);
- unghiul de atac, unghiul dintre vectorul de viteză și axa longitudinală a rachetei;
- unghiul de înclinare al traiectoriei, unghiul dintre vectorul de viteză și linia de orizont a punctului de plecare;
- unghiul de înclinare a traiectoriei la orizontul local, unghiul dintre vectorul de viteză și linia orizontului local;
Propulsia sistemului de propulsie în cazul general poate fi determinată prin următoarea formulă:
- Forța de propulsie în funcționarea motoarelor de propulsie și de comandă;
- împingere la rularea motoarelor;
- împingere în timpul funcționării motoarelor de comandă;
- impulsuri specifice de împingere a marșului, motoare de comandă;
- masă secundă de zbor de zbor, motoare de comandă;
- presiunea atmosferică la altitudinea de zbor;
- zona de tăiere a duzei motoarelor de zbor și de comandă;
- zona de tăiere a duzei motorului cu jet;
- zona de tăiere a duzelor motorului de comandă;
La etapa de pre-proiectare a rachetelor cu cap conic, toate etapele cărora au același diametru, se pot utiliza următoarele dependențe pentru determinarea coeficienților aerodinamici și:
Efectuând transformări minore ale ecuațiilor (1) - (3) obținem expresiile lor într-o formă convenabilă pentru integrarea numerică:
În soluția numerică a unui sistem de patru ecuații diferențiale în orice moment, este ușor de determinat următorii parametri de traiectorie:
Dar pentru a determina parametrii mișcării rachetei pe ATT, sistemul de ecuații (5) rezultat este insuficient, deoarece schimbarea unghiului de atac și schimbarea unghiului de pantă nu sunt cunoscute. Prin urmare, pentru a închide sistemul (5), trebuie adăugată una dintre următoarele relații:
a) schimbarea unghiului pitchului software;
b) modificarea unghiului de atac de-a lungul traiectoriei.
2. Programul mișcării rachetelor de pe VUT
Analiza programelor reale pentru mișcarea rachetelor balistice ghidate (UBR) și a rachetelor purtătoare permite crearea unor programe aproximative care sunt utilizate pentru a rezolva problemele de proiectare balistică a rachetelor ghidate.
Astfel, pentru primii pași ai UBD, un program aproximativ descris de relație este aproape optim:
Mai mult, prin simplificarea programului aproximativ, unghiurile de atac pot fi neglijate.
În acest caz, unghiul de pitch poate fi înlocuit de unghiul traiectoriei și se folosește un program bine aproximat al formei care este în concordanță cu cele reale:
unde este unghiul de traiectorie la capătul secțiunii active;
- coeficientul de subrapere de umplere a combustibilului;
- stocul de combustibil de lucru al etapei active i-a;
- masa inițială a etapei active i-a;
- consumul de masă al doilea masă al etapei active i-a;
Cel mai convenabil este să se stabilească diferite restricții asupra programului de mișcare a rachetei pe ATS pentru anumite secțiuni caracteristice ale traiectoriei, în funcție de numărul de etape ale rachetei.
Figura 4. Programul unghiului de înclinare și unghiul de atac schimbă pentru o rachetă în două etape.
1. rachetă în două etape (figura 4);
Calculele referitoare la alegerea programelor optime, arată că pentru toate zborului de pași, începând cu a doua, care nu se impune restricții cu privire la unghiul de atac, programul optim este foarte aproape de liniar. Programul de zbor în a doua etapă include următoarele secțiuni:
site-ul de "confort" de la momentul timp la. în cursul unui zbor cu un unghi de atac. Secțiunea "liniștitoare" este necesară pentru a elimina perturbațiile care apar atunci când etapele sunt împărțite;
secțiunea de rotație (dacă este necesar) de la momentul până la. Pe acest site. și unghiul de atac este determinat și expresii
o secțiune a zborului cu un unghi de înclinare constant.
Notă: Se presupune că a treia etapă și etapele ulterioare se arborează la un unghi de pas constant.
Figura 5. Principalele forțe care acționează asupra rachetei în timpul coborârii.
traiectoria rachetelor balistice
3. Calculul secțiunii balistice (eliptice) a traiectoriei
Poziția de rachete de la începutul secțiunii eliptică este determinată prin calcularea porțiunii active a traiectoriei și în această etapă de calcul poate fi considerat a fi dat. Racheta se mișcă de la un punct la altul. situate la aceeași înălțime sau aceeași rază. apare de-a lungul unui arc cu o elipsă simetrică față de axă (figura 1).
Gama eliptică este:
Formula pentru determinarea un unghi optim traseu la capătul porțiunii activ, în care secțiunea eliptică zbor rachete va fi maxim.
Prin compararea valorii obținute cu unghiul znacheniempri rezolvarea sistemului de ecuații (5), este necesar să se facă rachete filtrul de actualizare program de la OUT pentru a atinge intervalul de zbor maxim BR.
Timpul zborului cu rachete pe o secțiune eliptică:
4. Calcularea secțiunii finale (atmosferice) a traiectoriei
Când se studiază parametrii mișcării părții capului pe partea atmosferică a părții pasive a traiectoriei, este necesar să se țină seama de efectul tragerii aerodinamice.
Deplasarea centrului de masă al porțiunii de cap relativ rotative Pământ la un unghi de zero de atac în proiecțiile privind viteza axei de coordonate sistem este descrisă de următorul sistem de ecuații (Figura 6):
unde este masa părții capului.
5. Coeficienți de supraîncărcare care acționează asupra unei rachete în zbor
La evaluarea rezistenței structurale de rachete necesar să se cunoască nu numai rezultanta forțelor exterioare care acționează asupra unei rachete în ansamblu, dar, de asemenea, componentele individuale ale acestora. La rezolvarea sistemului de ecuații (5) sau (13), se cunoaște accelerația tangențială și normală a mișcării rachetei. Gasim componentele axiale si transversale ale acceleratiei in sistemul de coordonate cuplate (figura 3).
Dat fiind că masa rachetei, cu excepția accelerația axială și laterală acționează mai mult și accelerația gravitațională, după transformări minore obținem coeficienții total (static și dinamic) axial și accelerațiile laterale care acționează asupra rachetei în zbor.
Cantitățile u sunt parametri pur traiectori și sunt determinate ca urmare a integrării numerice a ecuațiilor de mișcare a rachetei.
6. Diagramă bloc simplificată de rezolvare a problemei unui computer
7. Calcularea traiectoriei unei BR controlate
Calculul părții active a traiectoriei
Intrare pentru calcul
Articole similare
-
Programul mișcării rachetei până la ieșire, calculul secțiunii balistice (eliptice) a traiectoriei -
Trimiteți-le prietenilor: