Таксономические единицы (категории) растений: Каждая система классификации состоит из определённых соподчиненных друг другу...
Автоматическое растормаживание колес: Тормозные устройства колес предназначены для уменьшения длины пробега и улучшения маневрирования ВС при...
Топ:
Генеалогическое древо Султанов Османской империи: Османские правители, вначале, будучи еще бейлербеями Анатолии, женились на дочерях византийских императоров...
Характеристика АТП и сварочно-жестяницкого участка: Транспорт в настоящее время является одной из важнейших отраслей народного хозяйства...
Комплексной системы оценки состояния охраны труда на производственном объекте (КСОТ-П): Цели и задачи Комплексной системы оценки состояния охраны труда и определению факторов рисков по охране труда...
Интересное:
Что нужно делать при лейкемии: Прежде всего, необходимо выяснить, не страдаете ли вы каким-либо душевным недугом...
Наиболее распространенные виды рака: Раковая опухоль — это самостоятельное новообразование, которое может возникнуть и от повышенного давления...
Лечение прогрессирующих форм рака: Одним из наиболее важных достижений экспериментальной химиотерапии опухолей, начатой в 60-х и реализованной в 70-х годах, является...
Дисциплины:
2022-09-01 | 92 |
5.00
из
|
Заказать работу |
|
|
Место старта | Широта т. старта, град | Наклонение орбиты , град | м/с |
Байконур | 46,04 | 51,51 | 323 |
Плесецк | 62,71°; | 62,71°; | 213 |
м. Канаверал | 28,5 | 28,5 | 409 |
Сычуань | 28,25 | 28,25 | 410 |
Куру | 5,4 | 5,4 | 463 |
Морской старт | 0 | 0 | 465 |
Восточный | 51,8 | 51,8 | 288 |
Здесь предлагается приближенная методика проектировочного баллистического расчёта верхних ступеней ракет-носителей, построенная на использовании аналитических решений системы дифференциальных уравнений движения. Учитывая то, что в настоящее время с точки зрения баллистики эксплуатаруются ракеты-носители как двухступенчатых, так и трёхступенчатых схем, задачу разработки методики верхних ступеней можно представить в виде двух частных:
разработка методики последней ступени многоступенчатых ракет-носителей;
разработка методики промежуточной второй ступени трёхступенчатых ракет-носителей.
Первоначально остановимся на решении первой задачи. Будем считать, что в конце активного участка последней ступени ракеты носителя будут соблюдены терминальные условия по скорости и высоте полёта при нулевом значении угла наклона вектора скорости к местному горизонту. Для определения запаса характеристической скорости достачно двух проектно-баллистических параметров: удельного пустотного импульса и относительной конечной массы. Характеристическая скорость всегда больше фактической, а разность между ними носит название потерь характеристической скорости. Как было сказано, здесь мы будем рассматривать два вида потерь: на гравитацию и углы атаки. Таким образом, по сути разработка методики проектно-баллистического расчёта сводится к отысканию приближенных аналитических соотношений, связывающих потери характеристической скорости с проектно-баллистическими параметрами и граничными условиями. В работе построение аналитических соотношений базируется на анализе результатов баллистических расчётов, выполненных методом численного интегрирования дифференциальных уравнений движения с учётом формулы пересчёта относительной скорости в абсолютную (23) и терминальных условий
|
Приближенное определение потерь характеристической скорости последних ступеней многоступенчатых ракет-носителей (второй ступени двухступенчатой РН СЛК)
Как говорилось выше, учет влияния окружной скорости Земли на траекторные переменные осуществляется введением поправок к интегралам уравнений движения в конце активного участка полёта.
Для последних ступеней ракет-носителей, также как и для первых, основной потерей характеристической скорости является потетеря на гравитацию. Гравитационные потери могут быть представлены в той же форме, как и для первых ступеней
где - начальный момент времени; - конечный момент времени.
Ускорение свободного падения представляем в виде функции начального и конечного значений
= 0.32· + 68· . (25)
Время работы последней ступени определяется как
Для того, чтобы построить структуру аналитического соотношения, связывающего гравитационные потери с проектно-баллистическими параметрами и граничными значениями траекторных переменных, представим выражение для в следующем виде
где выражение представляет собой некоторую осреднённую скорость движения материальной точки на этапе функционирования последней ступени РН. Здесь и в дальнейшем индекс «н» соответствует начальному моменту времени, индекс «к» конечному.
Дополнительный множитель близок к единице. Представляем его в виде эмпирической формулы
= (0,78 + 1.1 ) . (27)
Потери на углы атаки запишем как [20]:
|
где – некоторое осредненное значение угла атаки. Для определения использовалось второе уравнение системы (19):
Здесь: – нормальное к траектории ускорение центра масс ракеты; – составляющая относительного переносного ускорения .
Согласно уравнению (28), выражение для синуса осреднённого угла атаки может быть представлено как
где коэффициент учитывает погрешности аппроксимации выражения (30), а также влияние начальной скорости и коэффициента тяговооруженности на :
= [ 4,5(,1( 3300) / 3300 · (31)
если 1, то необходимо принять в выражении (31) = 1.
Значение относительного переносного ускорения для последних ступеней ракет-носителей в общем случае определяем как
0.55 + 0.45 (32)
где
При выведении полезной нагрузки на низкую опорную орбиту принимаем = 0.
В качестве примера предлагаются к рассмотрению результаты баллистических расчётов трёх вариантов последних ступеней РН.
Вторая ступень двухступенчатой РН СЛК (проект МГТУ им. Н.Э. Баумана по линии Аэронет НТИ). Место старта космодром Плесецк: = 63°; i = 97,394°; = 213 м/с. Проектно-баллистические параметры:: = 3600 м/с; = 0,2818; = 0,9126. Начальные условия: = 3530 м/с; = 15,81°; = 78 км. Конечные условия: = 7862,8 м/с; = 0; = 180,0 км.
Третья ступень РН «Протон-М». Место старта – космодром Байконур:
= 46,04°; i = 64,8°; = 322,5 м/с. Проектно-баллистические параметры: = 3185 м/с; = 0,369; = 1,176. Начальные условия: = 4530 м/с; = 7,3°; = 146,7 км. Конечные условия: = 7600 м/с; = 0; =191,0 км.
Третья ступень РН «Ангара–А5». Место старта – космодром Восточный: = 51,8°; i = 51,8°; = 288 м/с. Проектно-баллистические параметры: = 3309 м/с; = 0,369; = 2,176. Начальные условия: = 4530 м/с; = 6,88°; = 146,7 км. Конечные условия: = 4864,5 м/с; = 0; = 200 км.
На рисунках 13, 14 и 15 показан характер изменения параметров движения (, , , α) от времени полёта для трёх вариантов носителей.
Рис. 13. Закон изменения траекторных переменных второй ступени двухступенчатой РН СЛК при старте с космодрома «Плесецк»
Рис. 14. Закон изменения траекторных переменных третьей ступени РН «Протон-М» с РБ «ДМ» и КА «ГЛОНАСС» при старте с космодрома «Байконур»
Рис. 15. Закон изменения траекторных переменных третьей ступени РН Ангара А5 при выведении полезной нагрузки на НОО при старте с космодрома «Восточный».
|
Таблица 3.
|
|
Особенности сооружения опор в сложных условиях: Сооружение ВЛ в районах с суровыми климатическими и тяжелыми геологическими условиями...
Эмиссия газов от очистных сооружений канализации: В последние годы внимание мирового сообщества сосредоточено на экологических проблемах...
Индивидуальные очистные сооружения: К классу индивидуальных очистных сооружений относят сооружения, пропускная способность которых...
Опора деревянной одностоечной и способы укрепление угловых опор: Опоры ВЛ - конструкции, предназначенные для поддерживания проводов на необходимой высоте над землей, водой...
© cyberpedia.su 2017-2024 - Не является автором материалов. Исключительное право сохранено за автором текста.
Если вы не хотите, чтобы данный материал был у нас на сайте, перейдите по ссылке: Нарушение авторских прав. Мы поможем в написании вашей работы!