Расчет траектории полета двухступенчатой баллистической ракеты - Военное дело и гражданская оборона курсовая работа

Главная

Военное дело и гражданская оборона
Расчет траектории полета двухступенчатой баллистической ракеты

Расчет активного участка траектории запуска баллистической ракеты дальнего действия. Расчет баллистического (эллиптического) и конечного (атмосферного) участка траектории. Коэффициенты перегрузок, действующих на ракету в полете. Расчет участка снижения.


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.

Удельный импульс маршевых двигателей в пустоте:
Баллистические ракеты (БР) дальнего действия и ракеты-носители (РН) космических аппаратов (КА) стартуют вертикально. Вертикальный старт не только обладает рядом преимуществ перед наклонным, но и является единственно возможным для данного класса ракет. Тонкостенная конструкция ракеты не способна противостоять боковым нагрузкам при движении и сходе ракеты с направляющих, а пусковая установка при наклонном старте такого типа ракет по своему весу и габаритам во много раз превышала бы существующие стартовые устройства.
Рис.1. Траектория баллистической ракеты.
При вертикальном старте ракета устанавливается на пусковой стол, который снабжен центральным проёмом для выхода газовой струи ракетного двигателя.
После старта БР продолжает вертикальный подъём примерно в течении 5..10 сек., после чего начинается её разворот в сторону цели.
Траекторию БР (рис.1) можно в первом приближении рассматривать как плоскую кривую. Участок траектории от точки старта О до точки А проходится ракетой с работающим двигателем и называется активным участком траектории (АУТ), или участком выведения. Та часть траектории, где ракета испытывает заметное воздействие аэродинамических сил, называется атмосферным участком полёта. Для тяжёлых БР атмосферный участок всегда короче АУТ.
После выключения двигателя (точка А) ракета или головная часть (ГЧ) летит как свободно брошенное тело, и вид траектории полёта определяется только силой притяжения Земли и начальными условиями для этого участка полёта.
Участок траектории от точки А до точки С носит название баллистические (эллиптический) участок траектории. Точка С расположена на одинаковой высоте с точкой А.
Начальными условиями баллистического участка траектории являются:
Участок траектории от точки С до точки Д носит название участок входа в атмосферу. Так как траектория свободного полёта симметрична относительно большой оси эллипса, то можно принять:
, или известно из расчётов активного и эллиптического участков траектории;
Траектория выведения ракеты-носителя (рис.2), например, двухступенчатой, по своему характеру практически не отличается от траектории БР дальнего действия. В точке А 1 заканчивают работу двигатели первой ступени. Блоки первой ступени отбрасываются и падают на Землю (точка С 1 ). Вторая ступень сообщает ракете необходимую скорость, и в конце активного участка второй ступени, уже на орбите, двигатель выключается (точка А 2 ).
Разворот ракеты на участке выведения осуществляется органами управления по заранее выбранной программе. Выведение ракеты характеризуется программным углом (угол тангажа) - угол между продольной осью ракеты и линией горизонта точки старта. Зависимость угла от времени полёта называется программой изменения угла тангажа.
Полная дальность полёта БР дальнего действия равна:
где - дальность активного участка траектории;
- дальность эллиптического участка траектории;
- дальность конечного (атмосферного) участка траектории.
Расчёт активного участка траектории
Допущения, принимаемые при расчёте:
Не учитывается влияние вращения Земли ;
Значения параметров атмосферы в точке старта соответствует стандартной атмосфере ГОСТ 4401-81;
Ракета стартует с поверхности Земли, т.е.: ;
Вектор тяги двигательной установки направлен по продольной оси ракеты;
Управление ракетой на траектории полёта идеальное;
Центр давления у ракеты совпадает с её центром масс;
При составлении дифференциальных уравнений движения ракеты на АУТ учитывается действие только основных сил, т.е.:
а) сила тяги двигательной установки;
в) аэродинамическая сила сопротивления воздуха.
Управляющие и другие силы, действующие на ракету в полёте, намного меньше основных, и их можно не учитывать.
Запишем систему дифференциальных уравнений движения ракеты на АУТ в плоскости стрельбы:
и добавим сюда недостающие геометрические соотношения, характеризующие траекторию полёта ракеты
Запишем геометрические соотношения, характеризующие траекторию полёта ракеты в полярной системе:
Из уравнений (3) после интегрирования определяется сферическая дальность полёта на АУТ и местная высота:
Для углов , , , и могут быть написаны следующие соотношения (рис.3):
Рис.3. Основные силы и моменты, действующие на ракету в полёте.
В формулы (1)-(4) входят следующие величины:
- подъёмная (боковая) аэродинамическая сила;
- плотность воздуха на высоте полёта;
- плотность воздуха на уровне моря;
- коэффициенты аэродинамических сил сопротивления воздуха, определяются при аэродинамических расчётах. Величины этих коэффициентов - переменные и в основном зависят от скорости или числа Маха ;
- скорость звука в атмосфере на высоте полёта;
- массовый секундный расход топлива;
- ускорение земного притяжения на высоте полёта;
- ускорение земного притяжения у поверхности Земли;
- расстояние от центра Земли до ракеты (радиус-вектор ракеты);
- угол атаки, угол между вектором скорости и продольной осью ракеты;
- угол наклона траектории, угол между вектором скорости и линией горизонта точки старта;
- угол наклона траектории к местному горизонту, угол между вектором скорости и линией местного горизонта;
Тягу двигательной установки в общем случае можно определить по следующей формуле:
- тяга при работе маршевых и управляющих двигателей;
- тяга при работе маршевых двигателей;
- тяга при работе управляющих двигателей;
- удельный импульс тяги маршевых, управляющих двигателей;
- массовый секундный расход маршевых, управляющих двигателей;
- давление атмосферы на высоте полёта;
- площадь среза сопла маршевых и управляющих двигателей;
- площадь среза сопла маршевых двигателей;
- площадь среза сопла управляющих двигателей;
На стадии предэскизного проектирования для ракет с конической головной частью, все ступени которых имеют одинаковый диаметр, могут использоваться следующие зависимости для определения аэродинамических коэффициентов и :
Проведя незначительные преобразования уравнений (1)-(3) получим их выражения в виде, удобном для численного интегрирования:
При численном решении системы из 4-х дифференциальных уравнений в любой момент времени легко определить следующие параметры траектории:
Но для определения параметров движения ракеты на АУТ недостаточно полученной системы уравнений (5), так как неизвестно изменение угла атаки и изменение угла тангажа . Поэтому чтобы замкнуть систему (5), к ней необходимо добавить одно из соотношений:
а) программное изменение угла тангажа ;
б) изменение угла атаки по траектории.
баллистический ракета запуск перегрузка
Анализ реальных программ движения управляемых баллистических ракет (УБР) и ракет-носителей позволяет создать приближенные программы, которые используются при решении задач баллистического проектирования управляемых ракет.
Таким образом, для первых ступеней УБР близкой к оптимальной является приближенная программа, описываемая соотношением:
Далее упрощая приближенную программу можно пренебречь величинами углов атаки.
В этом случае угол тангажа можно заменить углом траектории и использовать хорошо согласующуюся с реальными приближенную программу вида:
где - угол траектории в конце активного участка;
- коэффициент заполнения топливом субракеты;
- рабочий запас топлива i-й активной ступени;
- стартовая масса i-й активной ступени;
- массовый секундный расход топлива i-й активной ступени;
Наиболее удобным будет задание различных ограничений на программу движения ракеты на АУТ для некоторых характерных участков траектории в зависимости от количества ступеней ракеты.
Рис.4. Программа угла тангажа и изменения угла атаки для двухступенчатой ракеты.
Расчёты, связанные с выбором оптимальных программ, показывают, что для всех ступеней полёта, начиная со второй, на которые не накладывается ограничений по углу атаки, оптимальная программа весьма близка к прямолинейной. Программа полёта второй ступени включает следующие участки:
участок "успокоения" от момента времени до , в течении происходит полёт с углом атаки . Участок "успокоения" необходим для ликвидации возмущений, возникающих при разделении ступеней;
участок доразворота (при необходимости) от момента времени до . На этом участке , а угол атаки определяется и выражения
участок полёта с постоянным углом тангажа .
Примечание: 3-я и последующие ступени считаем летящими с постоянным углом тангажа.
Рис.5. Основные силы, действующие на ракету при спуске.
Расчёт баллистического (эллиптического) участка траектории
Положение ракеты в начале эллиптического участка определяется расчетом активного участка траектории и на данном этапе расчёта его можно считать заданным. Движение ракеты от точки до точки , расположенных на одинаковой высоте или одинаковом радиусе , происходит по дуге эллипса, симметричной относительно оси (рис.1).
Эллиптическая дальность полёта равна:
Формула для определения оптимального угла траектории в конце активного участка, при котором дальность полёта ракеты на эллиптическом участке будет максимальной.
Сравнивая значение угла с полученным значениемпри решении системы уравнений (5), необходимо произвести уточнение программы полёта ракеты на АУТ с целью достижения максимальной дальности полёта БР.
Время полёта ракеты на эллиптическом участке:
Расчёт конечного (атмосферного) участка траектории
При исследовании параметров движения головной части на атмосферной части пассивного участка траектории необходимо учитывать влияние аэродинамического лобового сопротивления.
Движение центра масс головной части относительно не вращающейся Земли при нулевом угле атаки в проекциях на оси скоростной системы координат описывается следующей системой уравнений (рис.6):
Коэффициенты перегрузок, действующих на ракету в полёте
При оценке прочности конструкции ракеты необходимо знать не только равнодействующие внешних сил действующих на ракету в целом, но и их отдельные составляющие.
При решении системы уравнений (5) или (13) известны тангенциальное и нормальное ускорения движения ракеты. Найдём осевую и поперечную составляющие ускорения в связанной системе координат (рис.3).
Учитывая, что на массу ракеты, кроме осевых и поперечных ускорений, действует ещё и ускорение земного притяжения, после незначительных преобразований получим коэффициенты суммарной (статической и динамической) осевой и поперечной перегрузок действующих на ракету в полёте.
Величины и являются чисто траекторными параметрами и определяются в результате численного интегрирования уравнений движения ракеты.
Упрощенная блок-схема решения задачи на ЭВМ
Расчет траектории управляемой БР . Расчет активного участка траектории
Начало разворота 2 ступени Tpн=103с
Начало доразворота 1 ступени Tдp=60с
Скорость Циалковского в конце АУТ Vi=7656м/с
Время полета на эллипт. участке Тэл=1348с
Угол траект. в конце АУТ ТеtаА=33,79град
Оптим. угол трает. в конце АУТ ТеtаК=33,75град
Дальность эллипт. участка Lэ=5515км
Дальность эллипт. участка при оптим. угле LэO=5515км
Макс. высота эллипт. участка Нb=1411км
Ошибка по дальности эллипт. участка Dле=-0,01%
Гречух И.Н. Расчёт траектории баллистических ракет. Методические указания к курсовой работе по специальности 13.06 - Ракетостроение. Омск: ОмГТУ, 1994. 18с.
Гречух И.Н. Лекции по предмету «Теория полёта».
Расчёт активного, баллистического (эллиптического) и конечного (атмосферного) участков траектории. Программа движения ракеты на участке. Коэффициенты перегрузок, действующих на баллистическую ракету в полёте. Упрощенная блок схема решения задачи. курсовая работа [1,4 M], добавлен 14.11.2012
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. курсовая работа [69,5 K], добавлен 07.03.2012
Современные требования к проектированию крылатых ракет. Выбор аэродинамической схемы летательного аппарата. Выбор типа расчетной траектории. Обоснование типа рулевого привода. Несущие поверхности ракеты. Общая методика расчета устойчивости и балансировки. дипломная работа [1,7 M], добавлен 11.09.2014
Классификация твердотопливных ракет, анализ требований к ракетам с точки зрения стандартных, эксплуатационных и производственно-экономических требований. Алгоритм баллистического расчета ракеты, выведение уравнений ее движения, расчет стартовой массы. дипломная работа [632,2 K], добавлен 17.02.2013
Характеристика артиллерийских снарядов средней дальности с самонаведением на конечном участке траектории: УАС М712 "Copperhead" и УАС "Краснополь". Описание конструкции ракетного двигателя твердого топлива. Расчет его основных элементов и порядок запуска. курсовая работа [999,2 K], добавлен 29.11.2014
Общие сведения о ракете 3М-14. Численный и экспериментальный расчет динамики выхода ракеты из шахтной пусковой установки. Использование компьютерных пакетов для численного решения задач газовой динамики. Определение и расчет аэродинамических нагрузок. дипломная работа [2,4 M], добавлен 01.06.2010
Планировка постоянных парков, требования к ним. Анализ существующих планировок постоянных парков, оценка преимуществ и недостатков. Технологический расчет отдельных элементов. Расчет типового участка ремонта электроспецоборудования и радиооборудования. курсовая работа [116,2 K], добавлен 20.03.2014
Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д. PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах. Рекомендуем скачать работу .

© 2000 — 2021



Расчет траектории полета двухступенчатой баллистической ракеты курсовая работа. Военное дело и гражданская оборона.
Реферат: Политическая трансформация Хорватии. Скачать бесплатно и без регистрации
Курсовая работа: Элективный курс "Агрономия" в школьном курсе экологии
Контрольная работа: Политический портрет Горбачева
Реферат по теме Етапи розвитку політичної думи в Україні
Как Музыка Объединяет Людей Сочинение
Статья: Гражданское общество и правовое государство
Доклад: Мочекаменная болезнь
Реферат по теме Артериальная гипотония
Контрольная работа: Контрреформы Александра III 2
Какая Красная Строка Должна Быть В Курсовой
Курсовая работа: Совершенствование маркетинговой деятельности на предприятиях культурного сервиса и туризма
Реферат: Оценка эффективности инвестиционного проекта по приобретению сети торговых автоматов СЛАДКАЯ ВА
Реферат по теме Роль примера в воспитании
Курсовая работа: Практичні засоби навчання на уроках природознавства
Сочинение На Тему Я Пешеход 8 Класс
Курсовая Работа По Организации Производства
Реферат На Тему Москва Столица России
Реферат: Прибыль предприятия 3
Реферат На Тему Мотивационный Механизм. Экономические И Неэкономические Стимулы
Как Избежать Речевых Ошибок В Сочинении
Учет основных средств и нематериальных активов - Бухгалтерский учет и аудит контрольная работа
Аудит бухгалтерского учета уставного капитала на примере ЗАО "Полиматиз" - Бухгалтерский учет и аудит курсовая работа
Особенности бухгалтерского учета на малых предприятиях - Бухгалтерский учет и аудит курсовая работа