Студенти, докторанти, млади учени, които използват базата от знания в техните проучвания и работи, ще бъда много благодарен.
Номер ракета степени на ракети н м диаметър
Маса главата част от теглото на ракетата единица
ракета блок за управление на гориво килограм маса гориво поток / C
Специфичен импулс тяга основните двигатели във вакуум. m / C
Тегло Lander
Диаметърът на Lander
Кратка теория на проблема за изчисляване на траекторията на балистична ракета с двигатели с течно гориво, с обяснителни рисунки и основни зависимости, изчислени. Блокова схема на изчисляване на проблема на компютър. Обхват и време за полета на ракетата на елиптична траектория. Пълна гама и общото време на полет на ракета. Отпечатване на резултати от изчислението.
Списъкът на графики (посочва задължителните рисунки)
1.Grafiki траектория - 2n (A3): а) комбиниран графика на ъгъла на атака, ъгъл на траекторията ъгъл софтуер път, скорост и надлъжната претоварване скорост натиск върху времето за полет на активното място ;. б) диаграма на комбинирания скоростта и надлъжната главата скорост претоварване по време на полет за крайния участък на траекторията.
2.Feodosev VI Основни техники на ракета полет. - Наука, Москва, 1981.-496 с.
Ръководител ________ Grechukha ПО Ph.D. Доцент, катедра "Avirsa" OmSTU
изпълнение на задачите си пое студентска Musoni ________
1. Изчисляване на активната част на пътя
2. Програмата на ракетата на OUT
3. Изчисляване на балистични (елиптична) път сегмент
4. Изчисляване на крайния (извън) част на пътя
5. Коефициенти претоварване, действащи върху ракетата в полет
6. опростена блокова схема на компютърен проблем решаване
7. Изчисляване контролирана траектория BR
част намаляване 8. Изчисляване
Балистични ракети (BR) и далекобойни ракети-носители (НН) на космически кораб (Южна Каролина), започнете вертикално. Вертикална започне не само има редица предимства в сравнение с полегати стени, но е възможно само за ракетите. Тънкостенни дизайн на ракетата не е в състояние да издържат на странични сили, когато се движат и събиране на ракети с ръководни и стартер за наклонен старт на този тип ракети по неговото тегло и размер ще бъде в пъти по-големи от съществуващите устройства, започващи.
Фигура 1. траекторията на балистични ракети.
В началото на вертикална ракетна се монтира на една маса, която е снабдена с централен отвор за изхода на струята на ракетен двигател на газ.
След старта, BR продължава да вертикална изкачване в продължение на около 5..10 секунди. след което започва завой в посока на целта.
Траектория BR (Фигура 1) може да се разглежда като крива равнина в първо приближение. път част от начална точка O до точка А се пропуска ракета двигател работи и се нарича активна част на траекторията (OUT) или екскреция част. Частта от пътя, където ракетата изпитва изразен ефект на аеродинамичните сили, наречен атмосферно участък на полета. Тежка BR атмосферно раздел винаги е по-кратък OUT.
След изключване на двигателя (точка А) на ракетата или частта глава (MS) като свободно плаващи тяло гласове, и филтър изглед път се определя само от силата на привличане на Земята и първоначалните условия за този филтър част.
раздел път от точка А до точка В се нарича ballisticheskio (елиптична) раздел път. Точка С е разположен на същата височина както точка А.
Първоначални условия балистична раздел траектория са:
- диапазон на крайна OUT;
- височина в крайна OUT;
- скорост ракета в точка А;
- ъгъл път в точка А.
път част от точка С до точка D се нарича вход част в атмосферата. От траекторията на свободния полет е симетрично спрямо главната ос, можете да вземете:
известен от изчисления или активни и елиптични секции път;
Траекторията на елиминиране на ракета-носител на (2), например, на два етапа, по своята същност не се различава от траекторията на BR-гама. крайна точка A1 на първата операция етап на двигателя. Блокове от първия етап са отпаднали и падат на земята (точка С1) на. втори етап на ракетата информира желаната скорост, и в края на активната част на втория етап, вече в орбита, двигателят е изключен (точка А2).
Фиг.2. Траекторията на ракетата носител.
Обратен завой на противоракетната изкачване извършва проверки на предварително избраната програма. Екскрецията ъгъл характеризиращ ракета софтуер (ъгъл смола) - ъгълът между надлъжната ос на ракетата и точката старта на линията на хоризонта. Зависимост на ъгъла на времето за полет, се нарича програма се променя ъгъла на терена.
Пълният набор от полета BR-гама е:
при което - обхвата на активната част от траекторията;
- разстояние елипсовидна секция траектория;
- крайно разстояние (извън) част от траекторията.
1. Изчисляване на активната част на пътя
Предположения, приети в изчислението:
Земята е оформен като сфера с радиус;
Не е взето под внимание ефекта от въртенето на Земята;
Стойности на атмосферни параметри на началната точка съответства на стандартна атмосфера ГОСТ 4401-81;
Ракетата стартира от земята, т.е. ;
Вектор задвижване тяга насочени по надлъжната ос на ракетата;
ракети идеален полет управление траектория;
центъра на налягане в ракетата съвпада с центъра на маса;
При изготвянето на диференциални уравнения на движение на ракетата на само на ефекта от основните сили, т.е..:
а) тяга на задвижващата система;
б) силата на привличане на Земята;
в) аеродинамичното съпротивление на сила на въздуха.
Мениджърите и другите сили, действащи върху ракетата в полет, много по-малко основни, и те не могат да бъдат пренебрегнати.
Пишем системата на диференциални уравнения на движение на ракетата на посочени в равнината на стрелба, и да добавите тук липсващите геометрични отношения, които са характерни за траекторията на полета на ракета
Пишем геометричните отношения, характеризиращи траекторията на полета на ракетата в полярна система:
От уравнения (3) след интеграция филтър се определя от разстоянието, на сферична OUT и място височина:
За ъгли. и следните съотношения (Фигура 3) могат да бъдат написани:
Фигура 3. Основните сили и моменти, действащи върху ракетата в полет.
Във формула (1) - (4) се състои от следните количества:
- скоростта на ракетата;
- аксиални аеродинамична сила;
- повдигане (страничен) аеродинамичен сила;
- плътност на въздуха при височина на полета;
- плътността на въздуха на морското равнище;
- средата на сечение на ракета;
- коефициенти на аеродинамичните сили на съпротивление на въздуха, определени по време на аеродинамичните изчисленията. Стойностите на тези коефициенти - променлива и зависи главно от скоростта или числото;
- скорост на звука в атмосферата на височина на полета;
- стартира теглото на ракетата;
- масовата скорост на изтичане на гориво;
- земно ускорение на надморската височина на полета;
- земно ускорение на земната повърхност;
- разстояние от центъра на Земята, за да ракетата (в радиус вектора на ракетата);
- ъгъл на атака, ъгълът между вектора на скоростта и на надлъжната ос на ракетата;
- наклон, ъгълът между вектора на скоростта и началната точка на линията на хоризонта;
- наклон на местно хоризонта, ъгълът между вектора на скоростта и местната хоризонталната линия;
Аксиален задвижваща система, като цяло, може да бъде определена чрез следната формула:
- тяга за задвижване по време на работа и управление на двигателя;
- Род на задвижващите двигатели;
- тракшън контрол двигатели по време на работа;
- специфичен импулс задвижване, контрол двигатели;
- задвижване на масовия дебит, за контрол на двигатели;
- атмосферно налягане при надморска височина на полета;
- дюза за контрол на излизане площ и двигатели;
- дюза изход площ от основните двигатели;
- изключване площ двигатели контрол дюза;
В етап predeskizny дизайн за ракети с конусовидна глава част, всички етапи от които имат един и същ диаметър, следното равенство за определяне могат да бъдат използвани аеродинамичните коефициенти:
Като леки уравнения трансформация (1) - (3) се получават експресията във форма, подходяща за цифров интеграция:
В числено решаване на система от 4 диференциални уравнения по всяко време е лесно да се определи траекторията на следните опции:
Въпреки това, за определяне на параметрите на движение за ракета недостатъчен получената система от уравнения (5), както е известно промяна в ъгъла на атака на климата и стъпка ъгъл. Така че, за да затворите система (5), е необходимо да се добави един от следните отношения:
а) софтуер промяна на ъгъла на наклон;
б) промяна на ъгъла на атака на траекторията.
2. Програмата на ракетата на OUT
Анализ на реално движение на програми ръководи балистични ракети (UBR) и ракети-носители, за да се създаде близки програми, които се използват за решаване на проблемите на проектирането на балистични ракети.
По този начин, за първите етапи на UBR е в близост до приблизителната оптимална програма, описана от отношението:
Нататъшното опростяване приблизителната програмата могат да бъдат пренебрегвани на ъгъла на атака ценности.
В този случай, на ъгъла на наклон може да бъде заменен с ъгъл на траекторията и да използвате добро съответствие с действителния вид приблизителна програма:
където - ъгъла на траекторията в края на активната част;
- subrakety гориво пълнене фактор;
- работа наличност на гориво-тото активен етап;
- начално тегло на аз-ти активната фаза;
- масовата скорост на изтичане на гориво-тото активен етап;
Най-удобният е задачата на различни ограничения по отношение на програмата на ракетата на вън за някои конкретни секции път, в зависимост от броя на степените ракети.
Фигура 4. наклонен ъгъл софтуер и промяна на ъгъла на атака на ракетата два етапа.
1.Dvuhstupenchataya ракета (фиг. 4).
Изчисленията, свързани с избора на оптимални програми, показват, че за всички полета от стъпки, като се започне с второто, което не се наложи ограничения на ъгъла на атака, оптималната програма е много близо до линейна. втори етап програма филтър се състои от следните части:
раздел на "успокои" от време на. по време на полет се извършва с ъгъл на атака. Парцел "успокояване" е необходимо да се премахнат нарушения, възникващи в етапа на разделяне;
dorazvorota част (ако е необходимо) от гледна точка на време. На този сайт. и на ъгъла на атака е решена и експресия
раздел полет с постоянен ъгъл на терена.
Забележка: Третият и следващия етап помисли лети с постоянен ъгъл на терена.
Фигура 5. Основните сили, действащи върху ракетата по време на спускане.
Балистични ракети траектория претоварване
3. Изчисляване на балистични (елиптична) път сегмент
Позиция ракета в началото на елипсовидно сечение се определя чрез изчисляване на активната част на траекторията и на този етап на изчисление може да се счита, че за да се даде. Движение на ракетата от точка до точка. разположен на същата височина, или същия радиус. Това се случва, елипса дъга симетричен около оста (фигура 1).
Кръгли гама полет е равна на:
Формулата за определяне на оптималното ъгъл път в края на активната част, където елипсовидна секция ракета полет ще бъде максимум.
Чрез сравняване на стойността, получена с ъгъла znacheniempri решаване на системата уравнения (5), е необходимо да се направи филтър ракети с програмата за актуализация на OUT за да се постигне максимално обхват на полета BR.
време ракети полет по елиптична раздела:
4. Изчисляване на крайния (извън) част на пътя
В проучването на параметрите на движение на челната част на атмосферния част на пасивната част от траекторията е необходимо да се разгледа влиянието на аеродинамичното съпротивление.
Движение на центъра на масата на частта на главата относително въртящ Земята нулев ъгъл на атака в издатините на скоростта на ос координатна система е описан със следната система от уравнения (Фигура 6):
където - масата на главата.
5. Коефициенти претоварване, действащи върху ракетата в полет
При оценката на здравината на конструкцията ракети необходимо да се знае не само резултатната на външни сили, действащи върху ракета като цяло, но също така и на отделните компоненти. При решаването на системата от уравнения (5) или (13) са известни тангенциална и нормално ускорение на движение на снаряд. Виж аксиални и напречни елементи на ускоряването на свързаната координатна система (Фигура 3).
Като се има предвид, че масата на ракетата, с изключение на осовата и страничното ускорение действа повече и земно ускорение, след леки трансформации получаваме коефициентите на общите разходи (за статичен и динамичен) аксиален и странични ускорения, които действат на ракетата в полет.
Стойностите и са чисто и траектория параметри се определят от числено интегриране на уравненията на ракети за движение.
6. опростена блокова схема на компютърен проблем решаване
7. Изчисляване на траекторията контролиран BR
Изчисляване на активната част на пътя
Първоначалните данни за изчисляване
Свързани статии