Оперативно-тактическая управляемая ракета - Военное дело и гражданская оборона курсовая работа

Главная

Военное дело и гражданская оборона
Оперативно-тактическая управляемая ракета

Анализ существующих оперативно-тактических ракет. Выбор ракеты-аналога. Описание элементов конструктивно-компоновочной схемы. Выбор формы заряда и топлива, материалов отсеков корпуса. Расчет оптимального облика твердотопливной баллистической ракеты.


посмотреть текст работы


скачать работу можно здесь


полная информация о работе


весь список подобных работ


Нужна помощь с учёбой? Наши эксперты готовы помочь!
Нажимая на кнопку, вы соглашаетесь с
политикой обработки персональных данных

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.


Определить параметры оперативно-тактической твердотопливной ракеты, доставляющей полезную нагрузку массой 450кг на дальность не более 400км, при которых масса ракеты будет минимальной.
Под проектированием в данном случае понимается выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты, определение основных массогабаритных характеристик ракеты, методами оптимального проектирования и их анализ.
Курсовой проект состоит из четырёх частей, введения и заключения и двух приложений.
· в ведении, сформулирована задача на данный КП;
· в первой части рассмотрены существующие оперативно-тактические комплексы, приведены ТТХ и ККС ракет оперативно-тактического класса («земля-земля») и СПУ. Выбрана ракета-аналог;
· во второй части проекта приведёно обоснование выбора конструктивно-компоновочной схемы ракеты, материалов, топлива;
· третий раздел посвящен процедуре оптимального проектирования: постановка задачи, метод решения, результаты;
· заключение, даёт краткую оценку проделанной работе и рассказывает о преимуществах трёхмерной модели, полученной в рамках выполнения КП.
В приложениях приводятся результаты поиска оптимального варианта ППП САПР БГТУ РБ, а также чертёж общего вида.
Таким образом, в результате выполнения курсового проекта была спроектирована оперативно-тактическая ракета, то есть, определены её основные тактико-технические характеристики, по которым построен чертеж общего вида.
Летательный аппарат в целом и его конструкция характеризуется комплексом технических, тактических и эксплуатационных свойств, которые определяются назначением аппарата. К конструкции аппарата предъявляются следующие основные требования:
Большой вес конструкции влечет за собой увеличение общего веса ЛА или уменьшение массы полезной нагрузки, что снижает его эффективность. Требование минимального веса предусматривает рациональное использование материала в конструкции, что может быть достигнуто правильным выбором материала и силовой схемы.
Требование высокой технологичности:
Технологичностью определяют такие свойства конструкции, при помощи которых в процессе производства ЛА можно достигнуть наиболее высоких производственных показателей: малой трудоемкости, простоты обработки, высокой степени автоматизации и механизации производственных процессов.
Повышению технологичности способствуют:
-расчленение конструкции на агрегаты и отсеки;
-простота конструкции, минимальное число деталей, простые конфигурации деталей, допускающие применение высокопроизводительных процессов (штамповки, прокатки, сварки, литья и т.д.);
-широкое использование деталей и узлов ранее освоенных летательных аппаратов;
-правильный выбор конструкционных материалов с учетом их технологических свойств, минимальный расход материалов.
Для того, чтобы эксплуатация ЛА была безопасной, удобной, нетрудоемкой и не требовала излишне сложной системы наземного оборудования, необходимо предусмотреть:
- минимум узлов конструкции и систем, требующих регулировки или настройки в процессе эксплуатации;
- эксплуатационные разъемы и люки, которые обеспечивали бы хороший подход для осмотра и производства всех работ, связанных с монтажом и обслуживанием агрегатов ЛА. Люки по возможности должны иметь легкосъемные крышки, а эксплуатационные разъемы - ограниченное число болтов. Все соединения конструкции должны быть влагонепроницаемыми;
- надежные антикоррозионные покрытия, не требующие контроля за состоянием поверхности конструкции;
- взаимозаменяемость основных узлов конструкции; это упрощает технологию сборки аппарата и ремонт конструкции.
Требования высокой надежности: надежность конструкции обеспечивается вероятностью безотказной работы в течение заданного срока службы. Надежность зависит от сложности конструкции, качества изготовления и условий эксплуатации.
Высокая надежность конструкции достигается строгим учетом реальных условий и возможных отклонений различных параметров (нагрузок, характеристик материалов, технологических процессов и пр.) при производстве и эксплуатации конструкции. Повышению надежности способствует уменьшение числа деталей конструкции.
В процессе проектирований любого изделия существенную роль играет проблема оптимизации принимаемого решения.
Переход в процессе проектирования к поиску оптимального варианта ЛА требует решения многих вопросов, из которых главными являются:
- назначение критерия (критериев) качества проектируемого ЛА;
- построение модели функционирования, позволяющей оценить качество проектируемого ЛА;
- выбор метода оптимизации, дающего возможность из множества допустимых вариантов ЛА отобрать оптимальный.
Критерий качества ЛА, отражая наилучшее выполнение определенного поставленного задания, должен иметь количественное выражение.
Модель функционирования ЛА дает возможность установить связи критерия качества со структурой и параметрами ЛА и формальным путем отыскать структуру и параметры, при которых критерий качества достигает экстремального значения.
Метод оптимизации должен обеспечивать решение поставленной задачи оптимизации на конкретно разработанной модели функционирования ЛА.
Дальность стрельбы максимальная, км
Дальность стрельбы, км: - минимальная - максимальная
Точность стрельбы (КВО),м: - без системы самонаведения - с системой самонаведения
Максимальный диаметр, мм : - по бугельным обоймам - по двигателю
Далее рассмотрены действия одного комплекса, хотя имеется возможность одновременного использования нескольких комплексов, находящихся под управлением единого центра, расположенного в специально разработанном для этих целей автомобиле и оснащенном вычислительной техникой, которая способна управлять действиями всех включенных в наряд сил комплексов. Это расширяет тактические возможности стрельб, так как в динамически развивающихся событиях принимаются наиболее верные решения.
На первом этапе необходимо проанализировать известные решения, близкие по проектным характеристикам к требуемым. Из известных решений может быть выбрано одно, впоследствии рассматриваемое как прототип.
В качестве прототипа выбрана одноступенчатая твердотопливная ракета ОТРК малой дальности «Ока» дальностью полета L=400км, стартовой массой Мо=4300кг. и массой полезной нагрузки Мпн=450кг.
2 . Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты
2.1 Конструктивно-компоновочная схема
После анализа технического задания, необходимо выбрать конструктивно-компоновочную схему БР, состав элементов этой ККС (отсеков и агрегатов), выбрать материалы отсеков, ракетное топливо и тип заряда, оценить целесообразность применения того или иного технического решения.
От выбора конструктивно-компоновочной схемы существенно зависят масса и дальность проектируемой ракеты.
Тип ракеты -- ракета баллистическая;
Конструктивно-компоновочная схема БР:
Первоначально необходимо выбрать форму головной части. Наиболее часто применяемыми являются следующие формы головных частей:
б) конические со сферическим притуплением
в) конические со сферическим притуплением и расширяющимся коническим стабилизатором
г) цилиндро-конические со сферическим притуплением и коническим стабилизатором
От формы ГЧ будут зависят аэродинамические характеристики как самой ГЧ, так и всей ракеты. Основная задача выбора формы ГЧ состоит в том, чтобы снизить ее аэродинамический нагрев при движении в плотных слоях атмосферы на пассивном участке, так как при этом на ГЧ, движущуюся с большими скоростями, действует большой скоростной напор.
Из представленных выше вариантов выбрана коническая форма ГЧ со сферическим притуплением, так как при одинаковой скорости и высоте полета тепловой поток к поверхности ГЧ с притупленным носком меньше, чем к поверхности ГЧ с заостренной вершиной.
Головная часть состоит из корпуса, наконечника и теплозащитного покрытия.
Корпус ГЧ предназначен для размещения боевого заряда и предохранения его от высоких температур в полете. Он состоит из оболочки, подкрепленной шпангоутами. Задний торцевой шпангоут служит для крепления ГЧ к корпусу приборного отсека ракеты при помощи пироболтов (если ГО отделяемый) и направляющих штырей. Направляющие штыри служат для повышения точности центровки стыкуемых отсеков друг относительно друга при сборке. К переднему торцевому шпангоуту крепится краевой шпангоут силовой арматуры наконечника. Если необходимо, то могут устанавливаться промежуточные шпангоуты, которые служат для увеличения жесткости корпуса, работающего на устойчивость. Задний торец корпуса закрывается герметичным днищем, которое крепится на промежуточном шпангоуте при помощи болтового соединения. В днище имеется люк для снаряжения ГЧ. Электрическая связь заряда с системой управления ракеты осуществляется соединительными штепсельными разъемами, установленными на днище корпуса ГЧ.
Наконечник предназначен для уменьшения воздействия тепловых потоков на корпус ГЧ при движении в плотных слоях атмосферы за счет увеличения длины ламинарного участка потока, обтекающего корпус ГЧ.
ТЗП: Если требуется, то на боковую поверхность корпуса наносится ТЗП для предохранения металлического корпуса ГЧ от воздействия высоких температур в полете.
2. Устройство отделения головной части
К системе отделения ГЧ предъявляются следующие требования:
· Безотказное отделение ГЧ с приданием минимума возмущений
· Надежное крепление ГЧ к корпусу ракеты
· Простота и безопасность эксплуатации
В качестве устройства отделения ГО выбраны противосопла РДТТ. Это довольно компактная, обладающая приличным быстродействием и надежностью работы система. Она обеспечивает небольшой (по сравнению, к примеру, с расталкивающим устройством отделения), разброс конечной скорости. Принцип работы основан на подборе такой площади проходных сечений противосопел, чтобы при определенном угле наклона их к оси ракеты обеспечить в момент подачи команды на подрыв пироболтов осевую тягу больше тяги самого двигателя и обратную направлению ее действия.
Приборы управления предназначены для осуществления процесса управления ракетой на протяжении всего активного (а в случае неотделяемой головной части, и пассивного) участка траектории БР путем выработки точных и своевременных команд, передаваемых на органы управления. Система управления - инерциальная со спутниковой коррекцией. Выбор осуществляется согласно современным разработкам, которые позволяют увеличить точность стрельбы, существенно не увеличивая массы ракеты.
Стыковка ГЧ с приборным отсеком осуществляется через передний торцевой шпангоут приборного отсека и стыковочный шпангоут ГЧ. Болты устанавливаются с наружной стороны ракеты через люки, закрываемые крышками. Задним торцевым шпангоутом приборный отсек крепится к двигателю при помощи крепежных элементов и направляющих штырей.
Заряд твердого топлива (ТТЗ) содержит в своем составе как компоненты горючего, так и компоненты окислителя. Может быть вкладным или скрепленным, а также иметь различную форму поперечного сечения. От начальной формы поперечного сечения зависит конфигурация и величина площади поверхности горения заряда в каждый момент времени. Подбором формы заряда обеспечивают требуемый закон изменения тяги двигателя.
Двигатель нормальной схемы, состоит из:
Корпус РДТТ представляет собой цилиндрическую оболочку с двумя эллиптическими днищами. Корпус является силовым элементом конструкции двигателя и целиком воспринимает давление в камере сгорания, т.к. ТЗП большой роли в восприятии нагрузок не играет.
Воспламенительное устройство предназначено для воспламенения твердотопливного заряда и располагается в центральном отверстии переднего днища двигателя. Такое расположение обеспечивает равномерный прогрев поверхности топливного заряда продуктами горения пиротехнического состава и позволяет получить более плавное нарастание давление в КС.
Воспламенитель состоит из корпуса, центральной трубки, пиропатрона, основного и промежуточного зарядов. Корпус выполнен из алюминиевого сплава. Данный материал отвечает основным требованиям, предъявляемым к конструкции корпуса воспламенителя: не разрушаться от внутреннего давления со взрывом, сохранять свою конструкцию до конца работы воспламенителя и сгорает во время горения топливного заряда. Боковая и донные стенки корпуса имеют отверстия. Собранный корпус помещен в герметизирующую оболочку из алюминия.
Воспламенительное устройство крепится к днищу двигателя при помощи крепежного элемента.
Органы управления: поворотное сопло с управлением по двум каналам - сопло с двойным упругим уплотнением. Управление осуществляется при помощи рулевых машинок. Управление по крену осуществляется 4-мя двойными сопловыми блоками, работающими на сжатом газе. Ими же БР управляется и на пассивном участке, причем по каналам тангажа, рыскания и крена.
Необходим для защиты соплового аппарата двигателя от набегающего воздушного потока на малых высотах при ненулевых углах атаки, снижая аэродинамическое сопротивление ракеты. Также имеется возможность использования отсека для установки ракеты на пусковом столе. С точки зрения обеспечения минимальной массы - наиболее выгодным является материал, имеющий максимальную удельную жесткость, т.к. необходимо обеспечить устойчивость конструкции. По форме ХО выполняется цилиндрическим. На корпусе в районе рулевой машины для доступа к ней расположен люк с крышкой. Передний торцевой шпангоут уголкового типа предназначен для стыковки ХО с корпусом двигателя.
2.3 Выбор формы заряда и топлива
Заряд твердого топлива должен удовлетворять ряду требований:
· иметь постоянную или изменяющуюся во времени по определенному закону площадь поверхности горения;
· обеспечивать как можно больший коэффициент заполнения, что уменьшает длину ДУ, а следовательно, и массу ракеты;
· иметь необходимую механическую прочность и, по возможности, защищать стенки камеры от воздействия горячих газов;
· форма заряда должна обеспечить простоту его изготовления.
В качестве ТТЗ использован звездчатый заряд скрепленного типа. Поверхность горения образована внутренним каналом звездообразного сечения. Горение заряда происходит только по внутренним поверхностям, что создает хорошие условия для предохранения стенок камеры сгорания от нагрева. Взаимодействие продуктов сгорания с корпусом РДТТ происходит только по внутренним стенкам обоих днищ. Поэтому на них наносится ТЗП. В таком заряде поверхность горения постоянна, однако на последней стадии горения может происходить дегрессивное догорание остатков топлива. Этот недостаток устраняется применением пенопластовых вставок между цилиндрической частью корпуса и зарядом между «лучами» звезды.
Требования к твердому топливу чаще всего определяется необходимостью создания ракеты с высокой надежностью, минимальными габаритами и стартовой массой. Требования, предъявляемые к следующим характеристикам ТРТ:
Обеспечение высокой энергетической эффективности двигательной установки является важнейшим требованием к топливу, которое при большой плотности должно обеспечивать получение высокого удельного импульса.
При постоянной массе топлива повышение его плотности приводит к уменьшению объема камеры сгорания и ее массы.
2)Внутрибаллистические характеристики.
Топливо должно обеспечивать устойчивое и закономерное горение в условиях требуемых давлений в камере сгорания.
Для повышения устойчивости рабочих процессов в двигателе необходимо минимальная зависимость скорости горения от давления и начальной температуры заряда. Изменение скорости горения означает соответствующее изменение газообразования и давления в камере сгорания, определяющих как устойчивость работы самого двигателя, так и точность получения ожидаемой тяги двигателя по времени.
Физико-механические свойства должны обеспечивать возможность создания заряда необходимой конфигурации и сохранение зарядом заданной формы и сплошности в процессе хранения, воспламенения и горения. Топлива, используемые для зарядов, скрепленных с корпусом двигателя, должны быть достаточно эластичными, чтобы не происходило разрушение заряда под действием термических напряжений или при деформации под действием давления полетных перегрузок. Особенно высокие требования предъявляются механическим свойствам ТРТ для последних ступеней многоступенчатых ракет, заряды которых подвергаются интенсивным вибрациям более длительное время и испытывают большие ускорения, чем заряды первых ступеней. ТРТ должны обеспечивать работоспособность двигательной установки в течение всего срока эксплуатации в заданном температурном диапазоне.
4)Топливо должно меньше действовать (разрушающе) на материалы двигательной установки.
В настоящее время не существует топлива, отвечающего всем предъявляемым требованиям. В связи с этим возникает потребность выбора топлива с наилучшими показателями.
В проекте в качестве топлива было выбрано предложенное в пакете ППП САПР РБ «условное смесевое топливо №3» с такими характеристиками:
· Стандартный удельный импульс 2400 м/с;
· Температура в камере сгорании 3200 К.
Смесевое твердое топливо представляет собой многокомпонентную гетерогенную смесь окислителя, горючего-связующего и различных добавок, способную к закономерному горению без доступа кислорода извне с выделением значительного количества энергии. При разработке рецептур топлив имеется возможность использовать более широкий круг исходных компонентов. Это позволяет получать более высокие энергетические показатели, чем, например, в нитроцеллюлозных топливах.
3. В ыбор материалов отсеков корпуса
Для изготовления отсеков чаще всего используют легкие алюминиевые сплавы. Титановые сплавы и нержавеющие стали при изготовлении «сухих» отсеков применение находят гораздо реже, так как сравнительный анализ показывает, что хотя алюминиевые сплавы и уступают сталям и титановым сплавам по удельной прочности, но приближаются к ним по удельной жесткости, а с точки зрения обеспечения минимальной массы наиболее выгодным является материал, имеющий максимальную удельную жесткость, т.к. необходимо обеспечить устойчивость конструкции.
Алюминиевые сплавы делятся свариваемые (АМг6 и т.п.) и не свариваемые (Д16Т и т.п.). Они имеют лучшие, чем у титановых и стальных сплавов, пластические свойства, что обеспечивает возможность получения профилей практически любых сечений, листов малой толщины и т.д. При этом алюминиевые сплавы можно отнести к относительно дешевым и недефицитным.
Критерий, позволяющий сравнивать материалы по массе, должен включать в себя соотношение между прочностью материала и его плотностью.
В соответствии с рекомендациями по выбору материалов отсеков (приложение 3), для отсеков проектируемой ракеты выбраны следующие материалы:
· Головной отсек, приборный и хвостовой отсеки - алюминиевый сплав АМг6.
4. Ра счет оптимального облика ракеты
4. 1 Постановка задачи оптимального проектирования
Требуется найти такой вариант РБ с РДТТ с массой полезной нагрузки Мпн=450кг и максимальной дальностью L=400км, для которого заданная целевая функция -- стартовая масса, выражающая критерий оптимальности, принимает наименьшее значение.
Ограничения второго рода (ограничения на функцию, которые выбираются в соответствии с требованиями ТЗ):
· Относительная масса топлива (мт);
Именно эти параметры оказывают сильное влияние на целевую функцию (в отличии от других) в нашем случаи массу, поэтому мною были выбраны именно они. Давление в камере сгорания определяет работу двигателя и непосредственно связано с такими характеристиками, как удельный импульс и массовое совершенство двигателя, от которых зависит в основном эффективность ракеты в целом. Давление (Pк), отвечающее минимуму стартовой массы при заданных L и Мпн, зависит, в основном, от свойств топлива и относительных длин зарядов. Ракеты с РДТТ могут обладать хорошими характеристиками только при определенных сочетаниях свойств топлива, формы заряда и относительной длины заряда.
Ограничения первого рода на варьируемые параметры выбираются в соответствии с физическими ограничениями:
4 . 2 Решение задачи оптимального проектирования
Решение задачи оптимального проектирования осуществляется на базе программы оптимизации ППП «САПР РБ».
Оптимизация проводится методом Шкварцова. Решением задачи оптимального проектирования РБ является определение вектора варьируемых параметров, принадлежащего допустимой области и обеспечивающего наименьшее значение целевой функции Мо.
4 . 3 Описание полученного варианта и его анализ
В результате реализации процесса поиска оптимального варианта РБ при помощи программы ППП САПР РБ найден такой набор параметров, при котором целевая функция (стартовая масса) принимает наименьшее значение. Данному набору параметров соответствует следующий вариант ракеты.
Основные параметры полученного варианта ракеты:
Более подробно результаты проектирования отображены в Приложении 1.
Давление Рк, отвечающее минимуму стартовой массы ракеты при заданных L и Мпн, зависит, в основном, от свойств топлива, относительной длины заряда. Увеличение Рк приводит к увеличению удельной тяги двигателя РДТТ. Но с повышением давления в камере растет масса конструкции двигателя, т.к. потребная толщина несущей оболочки камеры сгорания РДТТ прямо пропорциональна давлению Рк.
Увеличение тяговооруженности приводит к увеличению расхода топлива, соответственно, к увеличению массы ракеты, но известно, что чем больше TVP, тем больше ускорение ракеты, тем быстрее ракета достигнет заданной конечной скорости. Следовательно, существует экстремум - оптимальное значение TVP.
Если давление на срезе сопла не совпадает с давлением окружающей среды, то при данном режиме истечения имеем потери на нерасчетность. Полученное оптимальное давление на срезе около 49000 Па, что характерно для средних и больших высот. Таким образом, на малых высотах есть неоптимальность использования топлива.
В данном курсовом проекте осуществлен синтез облика одноступенчатой твердотопливной баллистической ракеты, удовлетворяющей требованиям технического задания. В качестве прототипа была ракета ОТРК «Ока». При сравнении полученного варианта ракеты с прототипом видно, что полученный вариант ракеты более чем на 1 тонну легче. В качестве возможных объяснений этому можно предположить следующее:
· Тяговооруженность прототипа значительно превышает полученное значение 3. Скорее всего, прототип имеет TVP порядка 5-8. Такие тяговооруженности можно обеспечить поднятием давления в КС и увеличением расхода топлива. И то, и другое приводит к росту массы.
· Кроме того, на прототипе реализована возможность выхода на активном участке из плоскости стрельбы, на что тоже требуется наличие некоторого «дополнительного» запаса топлива.
· Из-за большего количества топлива и при приблизительно равном удлинении ракет (около 6) диаметр прототипа больше. Это увеличивает потери на аэродинамическое сопротивление.
· Двигатель прототипа имеет 4 сопла. Есть потери, обусловленные турбулентными завихрениями при входе в сопловой блок.
1. В.В. Шкварцов «Основы автоматизированного проектирования ЛА». Учебное пособие. СПб 2007г.
2. В.И Моссаковский “Прочность ракетных конструкций” 2010 год
3. Н.Ф. Краснов “ Аэродинамика тел вращения” 2006 год
4. Разумеев В.Ф., Ковалев Б.К. Основы проектирования баллистических ракет на твердом топливе. М.: Машиностроение. 2006.
5. Фахрудинов И.Х. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. М.: Машиностроение. 2007.
Подпрограмма VDSSS - исходные данные
PUS/V0=0.0000000E00,H0=0.0000000E00/
PUS/U0=1.5700000E00,SIG=2.0000000E02/
EFF/LC=3.5000000E02,SC=1.8000000E02/
EFF/DP=2.0000000E05,P=8.0000000E-01/
EFF/U=9.0000000E-01,H=0.0000000E00,NBG1=1.0000000E00/
NSTUP=1/MT=7.0000000E-01,TVP=3.0000000E00,DST=9.7000000E-01/
NSTUP=1/KUPR=1.0000000E00,PRM1=0.0000000E00,PRM2=0.0000000E00/
J=1/MNOS=4.5000000E02,D2=9.7000000E-01/
J=1/LNOS=2.0000000E00,HN=1.0000000E-01/
J=4/ROM=2.6400000E03,SIB=3.2000000E08,SI2=1.7000000E08/
J=4/E=6.8000000E10,KPU=2.7000000E-01/
J=5/ROT=1.7700000E03,IST=2.4000000E03/
J=5/NIZ=1.1700000E00,Z=2.6500000E-01/
J=5/U1=1.1000000E-05,NU=4.3000000E-01,VPR=1.5000000E02/
J=5/KZD=5.0000000E-01,KZCD=4.0000000E-01,LUCH=6.0000000E00/
J=6/PK=4.0000000E06,PA=1.0000000E05,NS=4.0000000E00/
J=6/KUS=5.0000000E-01,KPI=9.8500000E-01/
J=6/ROM=7.8000000E03,SIB=1.2000000E09,F=1.3000000E00/
J=7/ROM=2.6400000E03,SIB=3.2000000E08,SI2=1.7000000E08/
J=7/E=6.8000000E10,KPU=2.7000000E-01/
VCS: Входной контроль ошибок не обнаружил
MLAP= 3.355E+03 LLAP= 5.046E+00 MPN = 4.500E+02 DLAP= 9.700E-01
DALN= 4.088E+05 VK = 1.915E+03 HAPG= 1.006E+05
n=1 M0ST= 3.355E+03 LSTP= 5.046E+00 MTOP= 2.348E+03 MT = 7.000E-01 RPUS= 9.870E+04
TVP = 3.000E+00 I0 = 2.245E+03 IP = 2.490E+03 RASH= 3.905E+01 DST = 9.700E-01
Работает программа случайного поиска оптимума aaspoi v1.6
oптимизация проводится по 4 параметрам,
Таблица результатов содержит графы:
aas2222 - неудачная начальная точка
aas5555 - исследование окресностей оптимума
aas8888 - прекращение оптимизации l < 1
aas9999 - прекращение оптимизации по времени
x(i) - значения варьируемых параметров
--------------------------------------
¦ kod ¦ tim ¦ nu ¦ nt ¦ cf ¦ dcf ¦ x(i) ¦
--------------------------------------
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 1 ¦ 1 ¦ 3354.7 ¦-.10000E+31¦ .70000 , 3.0000 , .40000E+07, .10000E+06, ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 2 ¦ 2 ¦ 3350.6 ¦-4.1575 ¦ .69811 , 2.6925 , .40915E+07, 99552. , ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 3 ¦ 3 ¦ 3336.9 ¦-13.622 ¦ .69574 , 2.5563 , .42260E+07, 99818. , ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 4 ¦ 8 ¦ 3328.6 ¦-8.3167 ¦ .69419 , 2.4844 , .43385E+07, 99891. , ¦
¦ aas1111 ¦ 3 ¦ 5 ¦ 22 ¦ 3312.3 ¦-16.298 ¦ .69246 , 2.4607 , .44325E+07, .10050E+06, ¦
¦ aas1111 ¦ 5 ¦ 6 ¦ 72 ¦ 3312.2 ¦-.11694 ¦ .69246 , 2.4593 , .44332E+07, .10046E+06, ¦
¦ aas1111 ¦ 6 ¦ 7 ¦ 91 ¦ 3312.2 ¦-.29297E-01¦ .69242 , 2.4676 , .44413E+07, .10034E+06, ¦
¦ aas1111 ¦ 8 ¦ 8 ¦ 113 ¦ 3309.3 ¦-2.9275 ¦ .69220 , 2.4690 , .44470E+07, 99121. , ¦
¦ aas1111 ¦ 8 ¦ 9 ¦ 115 ¦ 3308.2 ¦-1.0273 ¦ .69211 , 2.4721 , .44506E+07, 98230. , ¦
¦ aas1111 ¦ 8 ¦ 10 ¦ 116 ¦ 3306.9 ¦-1.2893 ¦ .69206 , 2.4647 , .44455E+07, 97688. , ¦
¦ aas1111 ¦ 9 ¦ 11 ¦ 134 ¦ 3306.2 ¦-.76880 ¦ .69198 , 2.4723 , .44519E+07, 97417. , ¦
¦ aas1111 ¦ 11 ¦ 12 ¦ 160 ¦ 3304.8 ¦-1.4158 ¦ .69190 , 2.4764 , .44542E+07, 97335. , ¦
¦ aas1111 ¦ 11 ¦ 13 ¦ 167 ¦ 3304.6 ¦-.18774 ¦ .69194 , 2.4803 , .44505E+07, 96599. , ¦
¦ aas1111 ¦ 12 ¦ 14 ¦ 181 ¦ 3303.7 ¦-.87109 ¦ .69176 , 2.4942 , .44678E+07, 95583. , ¦
¦ aas1111 ¦ 12 ¦ 15 ¦ 183 ¦ 3303.1 ¦-.63672 ¦ .69178 , 2.4961 , .44624E+07, 95233. , ¦
¦ aas1111 ¦ 12 ¦ 16 ¦ 186 ¦ 3301.5 ¦-1.5957 ¦ .69191 , 2.4962 , .44397E+07, 94573. , ¦
¦ aas1111 ¦ 12 ¦ 17 ¦ 187 ¦ 3300.5 ¦-.93188 ¦ .69192 , 2.4890 , .44302E+07, 94124. , ¦
¦ aas1111 ¦ 12 ¦ 18 ¦ 188 ¦ 3300.3 ¦-.18530 ¦ .69204 , 2.4833 , .44145E+07, 93341. , ¦
¦ aas1111 ¦ 13 ¦ 19 ¦ 202 ¦ 3297.9 ¦-2.4656 ¦ .69190 , 2.4897 , .44167E+07, 92584. ,
¦ aas1111 ¦ 15 ¦ 20 ¦ 243 ¦ 3297.5 ¦-.38428 ¦ .69187 , 2.4900 , .44176E+07, 92481. , ¦
¦ aas1111 ¦ 16 ¦ 21 ¦ 246 ¦ 3296.7 ¦-.76563 ¦ .69168 , 2.4824 , .44297E+07, 92169. , ¦
¦ aas1111 ¦ 17 ¦ 22 ¦ 261 ¦ 3296.3 ¦-.37866 ¦ .69176 , 2.4671 , .44141E+07, 91851. , ¦
¦ aas1111 ¦ 17 ¦ 23 ¦ 266 ¦ 3293.7 ¦-2.6213 ¦ .69170 , 2.4655 , .44046E+07, 91155. , ¦
¦ aas1111 ¦ 18 ¦ 24 ¦ 285 ¦ 3293.1 ¦-.61743 ¦ .69166 , 2.4616 , .44039E+07, 90968. , ¦
¦ aas1111 ¦ 20 ¦ 25 ¦ 322 ¦ 3293.1 ¦-.53711E-01¦ .69165 , 2.4612 , .44047E+07, 91119. , ¦
¦ aas1111 ¦ 22 ¦ 26 ¦ 354 ¦ 3293.0 ¦-.10327 ¦ .69167 , 2.4622 , .44023E+07, 91184. , ¦
¦ aas7777 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 404 ¦ 3293.0 ¦ .00000 ¦ .69167 , 2.4622 , .44023E+07, 91184. ,
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 405 ¦ 3311.8 ¦ 18.855 ¦ .69267 , 2.4622 , .44023E+07, 91184. , ¦
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 406 ¦ 3274.2 ¦-18.716 ¦ .69067 , 2.4622 , .44023E+07, 91184. , ¦
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 407 ¦ 3291.5 ¦-1.4197 ¦ .69167 , 2.4822 , .44023E+07, 91184. , ¦
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 408 ¦ 3294.1 ¦ 1.1975 ¦ .69167 , 2.4422 , .44023E+07, 91184. , ¦
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 409 ¦ 3300.3 ¦ 7.2998 ¦ .69167 , 2.4622 , .44423E+07, 91184. , ¦
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 410 ¦ 3285.6 ¦-7.3328 ¦ .69167 , 2.4622 , .43623E+07, 91184. , ¦ракета оперативный тактический конструктивный
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 411 ¦ 3292.7 ¦-.24292 ¦ .69167 , 2.4622 , .44023E+07, 92634. , ¦
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 412 ¦ 3293.2 ¦ .24854 ¦ .69167 , 2.4622 , .44023E+07, 89734. ,
-------------------------------------------
Результаты поиска : Целевая функция cf= 4292.952
.69167 , 2.4622 , .44023E+07 , 91184. ,
Программа случайного поиска работу закончила
ЛА / MLAP= 4.293E+03; LLAP= 4.953E+00; MPN = 4.500E+02; DLAP= 9.700E-01 /
/ DALN= 4.000E+05; CNLA= 1.000E+03; SIG = 2.000E+02; TTR = 5.000E-01 /
/ SHRT= 0.000E+00; AZMT= 1.570E+00; QRAZ= 0.000E+00; V0 = 0.000E+00 /
/ U0 = 1.570E+00; DL0 = 0.000E+00; H0 = 0.000E+00; T0 = 0.000E+00 /
/ DT = 0.000E+00; VK = 1.841E+03; TTK = 6.800E-01; DK = 3.262E+04 /
/ HK = 3.172E+04; VBH = 1.423E+03; UBH =-2.326E-01; HBH = 9.500E+04 /
/ VBZ = 2.015E+02; UBZ =-1.283E+00; MMD = 1.449E+03; VMD = 1.126E+03 /
/ DMIN= 1.658E+05; HMD = 1.917E+04; QMD = 6.422E+04; CXMD= 2.218E-01 /
/ TAPG= 1.950E+02; VARG= 1.384E+03; DAPG= 2.004E+05; HAPG= 1.008E+05 /
/ TOBR= 1.872E+03; HPRG=-6.269E+06; UTZP= 0.000E+00 /
Stup 1 / M0ST= 4.293E+03; LSTP= 4.953E+00; MTOP= 2.278E+03; MT = 6.917E-01 /
/ RPUS= 7.951E+04; TVP = 2.462E+00; I0 = 2.273E+03; IP = 2.530E+03 /
/ RASH= 3.095E+01; MPN = 0.000E+00; DST = 9.700E-01; XT = 2.500E+00 /
/ YZ = 6.000E+05; TAUP= 0.000E+00; Q1 = 8.233E+04; NX1 = 3.650E+00 /
/ MU1 = 4.400E-01; T1 = 2.854E+01; Q2 = 4.157E+04; NX2 = 8.826E+00 /
/ MU2 = 6.300E-01; T2 = 1.010E+02; UA1 =-2.606E-01; UA2 = 1.075E+00 /
/ VK = 1.841E+03; TTK = 6.800E-01; DK = 3.262E+04; HK = 3.172E+04 /
/ TAU = 7.248E+01; MK = 1.015E+03; UAS = 3.000E-02; XD1 = 3.524E-01 /
/ XD2 = 4.769E-01; CX1 = 2.959E-01; CYA1= 3.144E+00; M1 = 2.440E+00 /
/ HRS1= 1.188E+04; CX2 = 1.940E-01; CYA2= 3.550E+00; M2 = 4.856E+00 /
/ HRS2= 2.507E+04; UPDU= 0.000E+00; EXDU= 0.000E+00; UPSP= 0.000E+00 /
/ MZVZ= 0.000E+00; KUPR= 1.000E+00; KCA = 0.000E+00 /
j= 1 / MNOS= 4.500E+02; LNOS= 2.000E+00; D1 = 1.883E-01; D2 = 9.700E-01 /
/ L1 = 7.365E-02; X0 = 0.000E+00; L2 =-2.425E-01; RZT = 9.700E-02 /
/ RD
Оперативно-тактическая управляемая ракета курсовая работа. Военное дело и гражданская оборона.
Курсовая работа: Изобразительное искусство римской империи. Скачать бесплатно и без регистрации
Реферат по теме Если ваш работник задержан или осужден
Курсовая работа: Париж, його історія, культура та суспільство
Религиозные Воззрения Древней Греции Реферат
Реферат по теме Особенности развития познавательных интересов учащихся к изучению географии в малочисленной сельской школе
Дипломная работа по теме Влияние уровня развития группы на межличностные отношения сотрудников
Реферат: Опіка і піклування в сімейному законодавстві 2
Контрольная Работа 2 6 Класс Мерзляк
Реферат: Magic Realism Essay Research Paper Magic Realism
Нижний Новгород Конкурс Эссе
Красивые Слова Для Сочинения Про Осень
Курсовая работа по теме Расчет теплотехнической эффективности недожога топлива до содержания 1% СО в отходящих газах на ОАО 'Сухоложский цемент'
Купить Диссертацию Кандидата Наук
Понятие и структура состава преступления
Реферат по теме Астрономічні експерименти з дослідження елементарних частинок
Реферат: Причины совершения преступлений в сфере информационных технологий
В Отношении Защиты Диссертации
Дипломная работа по теме Изучение микроструктуры и свойств упрочненного слоя, полученного путем плазменной закалки
Практическая Работа По Теме Производная
Контрольная Работа На Тему Управління Кредитними Відносинами
Аудит расчетов с бюджетом по налогу на добавленную стоимость - Бухгалтерский учет и аудит дипломная работа
Амортизация основных средств и учет их ремонта, модернизации и реконструкции - Бухгалтерский учет и аудит курсовая работа
Учет затрат на производство продукции по статьям калькуляции - Бухгалтерский учет и аудит курсовая работа