Файловый архив студентов. Файловый архив студентов.
1264 вуза, 4626 предмета.
/ Регистрация
FAQ Обратная связь Вопросы и предложения
Добавил:
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Пермский национальный исследовательский политехнический университет
Предмет:
[НЕСОРТИРОВАННОЕ]
Файл:
1308.pdf
Скачиваний:
26
Добавлен:
15.11.2022
Размер:
15.12 Mб
Скачать
☆
►Содержание►

6.18. Параметрическое проектирование баллистических ракет с твердотопливными двигательными установками различных диаметров

Приведены результаты параметрического проектирования трех вариантов ракет с числом ступеней от 1 до 3. Сопловые блоки утоплены на 50 %. Описаны этапы проектирования для всех вариантов с графическим отображением результатов. В результате работы компьютерной программы KAMFAD.EXE были созданы файлы результатов (далее частично приводятся в таблице 6.24; нумерация субракет от носика ракеты: I - исходный вариант; II - оптимальный по детерминированному критерию; III - оптимальный по стохастическому критерию):

Таблица 6.24

№

Характе­

 

 

Значение характеристики для вариантов ракет

 

 

ступени

ристика

1-ступенчатая

2-ступенчатая

3-ступенчатая

 

 

I

I I

I I I

 

I

I I

I I I

I

I I

I I I

 

/По], кг

6512

6516

6516

7862

 

6455

6566

5830

5086

5367

 

/лт1, кг

4260

4342

4324

5472

 

4298

4361

3598

2995

3239

 

D\, см

100

100

100

100

 

100

100

100

100

100

1

тп ,кг/с

71,61

94,35

76,91

63,53

 

71,66

61,39

46,74

54,75

50,00

T l,C

59,51

46,02

56,23

86,15

 

59,99

71,05

76,99

54,71

64,79

 

 

 

Ржиатм

60

48,07

52,18

60,00

41,78

49,49

60,00

42,63

47,55

 

Рлиатм

0,2222

0,3266

0,3826

0,2000

0,2370

0,2751

0,2000

0,1726

0,1887

 

*/елп1» С

279

272

271

281

 

274

274

281

278

279

 

U KI

0.3244

0,3209

0,3189

0,2754

0,3193

0,3147

0,3528

0,3952

0,3759

 

/Я02, КГ

-

-

-

33 844

33 844

33 843

18 545

15 710

17 004

 

Щ ъ кг

-

-

-

23 976

25 811

25 546

И 597

9870

10 795

 

Z>2, СМ

-

-

-

156

 

156

156

124

124

124

2

тТ2,кг/с

 

 

-

325,95

390,61

445,05

150,63

180,42

176,92

■с2,с

-

-

-

73,56

66,08

57,40

76,99

54,71

61,02

 

 

Ржъатм

-

-

-

60,00

41,78

49,49

60,00

42,63

46,61

 

Ргъ атм

-

-

-

0,4556

0,6299

0,7313

0,3167

0,4384

0,4889

 

*/влп2» С

-

-

-

270

 

260

260

275

266

265

 

 

-

-

-

0,2776

0,2288

0,2363

0,3577

0,3628

0,3546

 

/Лоз, кг

-

-

-

-

 

-

 

58 805

58 808

58 808

 

/Л тЗ.К Г

-

-

-

 

-

 

-

37 381

40 687

39 369

 

£>з, см

-

-

-

-

-

 

-

180

180

180

3

Ш тъ ,кг/с

-

-

-

 

 

 

549,56

711,53

599,78

тз> с

-

-

-

-

 

-

 

68.02

57,18

65,64

 

 

 

 

Рж, атм

-

-

-

-

 

-

 

60,00

45,27

47,55

 

3

 

 

 

 

 

 

 

 

Раз, атм

-

-

-

-

 

-

 

0,6167

0,9203

1,0265

 

Л д п З ,С

-

-

-

-

 

-

 

266

255

254

 

Нкз

-

-

-

 

-

-

 

0.3545

0.3021

0,3232

Общие

■^ном» КМ

469

502

531

4751

 

5029

4978

9245

9969

9714

для

МО Z,, км

-

-

523

-

 

-

4940

-

-

9564

каждого из

CKO L, км

-

-

1,953

-

 

-

11,177

-

-

26,751

вариантов

p [ L < L < L " ]

-

0,0000

0,9787

-

0,5143

0,9937

-

0,0230

0,9999

ракет

A ^icT, м/с

-1023

-862

-860

-1336

-1105

-1097

-1462

-1133

-1248

параметры

/0, м

789

797

782

1789

 

1778

1758

2495

2487

2473

Теоретические облики ракет по этапам баллистического проектирования (здесь и далее слева направо рисунки соответствуют 1- 2 - и 3-ступенчатым ракетам") приведены на рис. 6.79:

<£1~4.и

___ fcfl........

------- --------Г5=^

^ ---------

Щ

— z z ___ ш

^ т \ ---------

i f f r — :----------------

гр*

МПИ1ДЫ1 (Htnм и т м » )

ГР

 

_____ (Wfl ;

 

----------------

1^3

О I 2 ) 4 3 б 7 g 9 10 II 12 13 14 1) 16 17 17,9

SE

■садим! (to одпаяшаир

=-ЯЕ

О 1 1 1 4 J « 7 I ( Ю II н и м и 16 17 It I I 10II л и 14 1}

Р и с . 6.79. Теоретические чертежи спроектированных ракет

Графики изменения по времени основных параметров номинальных оптимальных по стохастическому критерию активных участков траекторий (АУТ) приведены на рис. 6.80— 6.85 (далее нумерация субракет и ступеней от кормы стартовой ступени"):

Рис. 6.80. Графики изменения, м/с: 1- V(t); 2 - Vy(t)\ 3 - Vx(t)

Рис. 6.81. Графики изменения, м: 1 - h(t); 2-x(t)\ 3 - y(t)

1*000

Рис. 6.83. Графики изменения: 1 - q{t\ кгс/кв. м; 2 -X {t\ кгс; 3 - Y(t\ кге

 

 

 

 

-

 

U.

-

...

 

-

 

 

 

г

~

“

” 7 "

-

 

 

t

—

 

 

"т —

 

 

 

 

-4==

-

?и

L

 

 

 

?

 

 

 

г

 

 

 

 

_

 

 

«да

 

v4-

 

 

 

 

Рис. 6.84. Графики изменения: 1 - тяги ДУ R, тс; 2 -

тт, кг/с

Рис. 6.85. Графики изменения массы m(t\ кг

Графики изменения по числу статиспытаний Гот 1 до 1000) вероятностных характеристик дальности (рис 6.86 - 6.88):

\

--

Е „гif4■i"

|

i

w

 

 

-

 

.

•

Рис. 6.87. Графики изменения CKO ai(n) дальности, км

Рис. 6.88. Графики изменения: 1- эксцесса дальности Ех(п)\ 2 - асимметрии As(n)

Характеристики движения ракеты на пассивном участке траектории (ПУТ) рассчитываются по компьютерной программе grPut.exe, для которой файл исходных данных формируется также в результате работы компьютерной программы KAMFAD.exe\ результаты расчётов приведены на рис. 6.89-6.93:

Графики изменения параметров движения ракеты на ПУТ

-1

?2

Рис. 6.89. Графики изменения, м/с: 1- V(t); 2 - Vx(t)\ 3 - Vy(t)

I 1

г U V

 

 

 

\

 

 

f

Ч

£

7 е-

1

Ч

£

 

 

-

1

ж

 

Рис. 6.91. Графики изменения 0(0, град

Рис. 6.92. Графики изменения эллиптической дальности Ьэлп, км

Рис. 6.93. Графики изменения, км: 1 - на фоне Земного шара; 2 - у(х)\ 3 - эллиптическая теория

Приведенные результаты расчета параметров ПУТ численным интегрированием системы дифференциальной уравнений движения достаточно точно согласуются с эллиптической теорией [4].

Расчет проектно-конструкторских частных производных дальности производились

прямым расчетом АУТ методом

конечных приращений; результаты

приведены в

табл. 6.25:

 

 

 

 

 

 

 

Таблица 6.25

№

Варьируемый

 

Варианты ракет

 

п/п

параметр

1-ступенчатая

2-ступенчатая

3-ступенчатая

1

Секундный расход ДУ-1, км/кг/с

18,3

14,8

7,6

2

Пустотный импульс ДУ-1, км/с

5,8

34,2

57,8

3

Топливо ДУ -1, км/кг

1,9

1,8

2,3

4

ТЗП Д У -1, км/кг

-1.2

-1,8

-1,2

5

Сухая масса субракеты-1, км/кг

-3,7

-5,4

-4,1

6

Секундный расход ДУ-2, км/кг/с

-

60,8

54,0

7

Пустотный импульс ДУ-2, км/с

-

26,1

58,2

8

Топливо ДУ -2, км/кг

-

2,8

2,8

9

ТЗП ДУ -2, км/кг

-

-11,5

-9,1

10

Сухая масса субракеты-2, км/кг

-

-25,2

-18,7

11

Секундный расход ДУ-3, км/кг/с

-

-

130,0

12

Пустотный импульс ДУ-3, км/с

-

-

52,6

13

Топливо ДУ -3, км/кг

-

-

5,6

14

ТЗП ДУ -3, км/кг

-

-

-33,7

15

Сухая масса субракеты-3, км/кг

-

-

-62,9

16

Сху км/ед

-98,4

-243,7

-442,2

17

Суукм/ед

0,5

-1,2

3,9

18

Сл, км/ед

1,2

-37,9

-24,1

19

Ст, км/ед

0,3

18,5

17,9

20

Атм. давление, км/атм

-129,6

-325,9

-546,5

21

Атм. плотность, км/(кгс-сек2/м4)

-97,8

-245,0

-438,3

22

Атм. температура, км/°С

-85,3

-231,4

-404,4

23

Атм. ветер, км/м/с

35,1

186,3

462,0

24

Нач. температура ТТ, км/°С

0,6

5,1

12,8

25

ГЗТ.кг

1,14

1,20

1,22

Результаты, приведенные в табл. 6.25, позволяют производить оценку влияния неувязок при проведении реального проектирования ДУ и ракет, на изменение дальности с применением линейного функционала.

6.19.Параметрическое проектирование баллистических ракет

ствердотопливными двигательными установками одного диаметра

Приведены результаты баллистического проектирования трех вариантов ракет одного диаметра для каждого варианта с числом ступеней от 1 до 3. Сопловые блоки утоплены на 50 %. Описаны этапы проектирования для всех вариантов с графическим отображением результатов. В результате работы компьютерной программы KAMFAD.exe были созданы файлы результатов (далее частично приводятся в табл. 6.26; нумерация субракет от носика ракеты: I - исходный вариант; II - оптимальный по детерминированному критерию; П1 - оптимальный по стохастическому критерию):

Таблица 6.26

NN

Характе­

 

 

Значение характеристики для вариантов ракет

 

 

ступеней

ристика

1-ступенчатая

2-ступенчатая

3-ступенчатая

 

 

 

I

II

III

I

II

III

I

II

III

 

/7101, КГ

6512

6517

6514

9067

8137

8104

7161

6581

6774

 

n h u

КГ

4260

4342

4343

6146

5583

5510

4121

3978

4095

 

D \, см

100

100

100

180

180

180

208

208

208

1

тг1 ,кг/с

71,56

94,36

77,16

69,57

88,93

81,86

51,43

71,27

67,53

T l ,C

59,51

46,02

56,30

88,36

62,78

67,31

80,15

55,82

60,64

 

 

Ржи атм

60

48,07

48,22

60,00

42,63

45,71

60,00

41,78

45,39

 

Р . 1. атм

0,2222

0.3266

0,4105

0,2000

0,1421

0,1524

0,2000

0,1393

0,1513

 

ЛдпЬ с

279,48

271,63

268,49

280,76

280,76

280,76

280,76

280,76

280,76

 

ЦЧ

0.3244

0,3208

0,3172

0,2647

0,2827

0,2839

0,3384

0,3512

0,3443

 

 

 

 

41 042

41 045

41 040

23 759

22 006

22 873

 

/Я02,

КГ

-

-

 

 

тгг, кг

-

-

 

29 489

31 002

30 941

14618

13 985

14 557

 

/ ) 2,

с м

-

-

 

180

180

180

208

208

208

2

тг2 ,кг/с

-

-

 

395,46

522,36

486,87

80,15

240,72

233,75

т2,с

-

-

 

74,57

59,35

63,55

182,38

58,10

62,28

 

 

 

Ас2, атм

-

-

 

60,00

42,63

45,71

60,00

41,78

45,39

 

Рз2 , атм

-

-

 

0,4222

0,6676

0,7158

0,2000

0,1686

0,1832

 

Лд п2» с

-

-

 

271,15

259,38

259,38

280,76

278,42

278,42

 

 

 

-

-

 

0,2673

0,2371

0,2372

0,3365

0,3499

0,3469

 

/Л оз,

КГ

-

-

 

 

 

 

79 528

79 531

79 531

 

/ИтЗ,

КГ

-

-

 

 

 

 

51 845

54 277

53 397

 

£>з, см

-

-

 

 

 

 

208

208

208

3

7Ят3 ,кг/с

-

-

-

 

 

 

731,87

1006,0

918,98

 

 

 

 

 

 

 

 

8

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

т3,с

-

-

-

 

 

 

70,84

53,95

58,11

 

Р а, атм

-

-

-

 

 

 

60,00

47,11

48,52

 

Р а, атм

-

-

-

 

 

 

0,6167

0,9788

1,0813

 

*/елпЗ> С

-

-

-

 

 

 

265,78

254,81

253,64

 

ЦкЗ

-

-

-

 

 

 

0,3385

0,3121

0,3225

Общие

L nouy км

469

502

532

4511

4946

4955

8364

10 074

10 056

для

МО L y км

-

-

528

-

-

4913

-

-

9928

каждого

CKO L, км

-

-

2,137

-

-

17,31

-

-

41,80

из

p[L <L<L ]

-

0,0000

0,7405

-

0,2845

0,9924

-

0,1123

0,9999

вариантов

 

м/с

-1022

-862

-853

-1539

-1340

-1347

-1696

-1422

-1437

ракет

/ 0 ) м

789

797

782

1282

1345

1320

1860

1976

1934

параметры

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Теоретические облики ракет по этапам баллистического проектирования (здесь и далее слева направо рисунки соответствуют 1-. 2- и 3-ступенчатым ракетам") приведены на рис. 6.94:

<~

—

£ F P 1:1 —

£:■

!1FF - 8

I-

<

:г -

-:-;ЬI — ..... —iг

:1(-Н-

 

<

... - £

■ п 1—

НЕ

:](:М=

.............1

Рис. 6.94. Теоретические чертежи спроектированных ракет

Графики изменения по времени основных параметров номинальных оптимальных по стохастическому критерию активных участков траекторий (АУТ) приведены на рис. 6.95- 6.100 (далее нумерация субракет и ступеней от кормы стартовой ступени):

Рис. 6.95. Графики изменения, м/с: 1 - Vfi); 2 - Vx(t)\ 2 - Vy(t)

Рис. 6.96. Графики изменения, м: 1 - h(t)\ 2-x(t)\ 3 - y(t)

Рис. 6.97. Графики изменения углов, град: 1- ср(0; 2 - 0(0; 3 - а(/); 4 - число М ;

5 — ббалл

 

 

1

^

у

 

z z t & j?

i

-A tL

'ч

Рис. 6.98. Графики изменения: 1 - q(t\ кгс/кв. м; 2 -Д О , кгс; 3 - Г(0» кгс

Рис. 6.99. Графики изменения: 1 - тяги ДУ ДО»тс; 2 - mT(t), кг/с

Рис. 6.100. Графики изменения массы m(t\ кг

Графики изменения по числу статиспытаний Гот 1 до 1000") вероятностных характеристик дальности (рис. 6.101-6.103^:

Рис. 6.103. Графики изменения: 1- эксцесса дальности Ех(п)\ 2 - асимметрии As(n)

Характеристики движения ракеты на пассивном участке траектории (ПУТ) рассчитываются по компьютерной программе grPut.exe, для которой файл исходных данных формируется также в результате работы компьютерной программы KAMFAD.exe\ результаты расчетов приведены на рис. 6.104-6.108:

Рис. 6.104. Графики изменения м/с: 1- V(t)\ 2 - Vx(t)\ 3 - Vy(t)

Рис. 6.106. Графики изменения 0(0, град

Рис. 6.107. Графики изменения эллиптической дальности £Элл, км

Рис. 6.108. Графики изменения, км: 1 - на фоне Земного шара; 2 - у(х)\ 3 - эллиптическая теория

Приведенные результаты расчета параметров ПУТ численным интегрированием системы дифференциальной уравнений движения достаточно точно согласуются с эллиптической теорией [4].

Расчет проектно-конструкторских частных производных дальности производились прямым расчетом АУТ методом конечных приращений; результаты приведены в табл. 6.27:

 

 

 

 

Таблица 6.27

№

Варьируемый

 

Варианты ракет

 

п/п

Параметр

1-ступенчатая

2-ступенчатая

3-ступенчатая

1

Секундный расход ДУ-1, км/кг/с

17,3

-3,3

-11,9

2

Пустотный импульс ДУ-1, км/с

5,7

35,6

65,4

3

Топливо ДУ -1, км/кг

1,9

1,8

2,1

4

ТЗП ДУ-1, км/кг

-1,2

-1,2

-1,1

5

Сухая масса субракеты-1, км/кг

-3,7

-4,2

-3,1

6

Секундный расход ДУ-2, км/кг/с

-

34

29,7

7

Пустотный импульс ДУ-2, км/с

-

27,4

57,3

8

Топливо ДУ -2, км/кг

-

3,3

3,2

9

ТЗП ДУ -2, км/кг

-

-9,8

-6,8

10

Сухая масса субракеты-2, км/кг

-

-22,7

-15,1

11

Секундный расход ДУ-3, км/кг/с

-

-

55,2

12

Пустотный импульс ДУ-3, км/с

-

-

53,8

13

Топливо ДУ-3,км/кг

-

-

6,9

14

ТЗП ДУ -3, км/кг

-

-

-27,8

15

Сухая масса субракеты-3, км/кг

-

-

-53,9

16

Сху км/ед

-97,7

-750,9

-1702,6

17

Су, км/ед

-0,3

-18,3

-47,0

18

Сд, км/ед

-6,0

-61,8

-130,1

19

Ст, км/ед

2,6

8,5

8,5

20

Атм. давление, км/атм

-121,6

-415,6

-683,1

21

Атм. плотность, км/(кгс-сек2/м4)

-98,1

-769,3

-1749,7

22

Атм. температура, км/°С

-84,2

-492,0

-1004,6

23

Атм. ветер, км/м/с

33,5

199,3

481,2

24

Нач. температура ТТ, км/°С

0,6

2,8

7,0

25

Гарантийные запасы топлива, кг

1,04

2,03

2,12

Результаты, приведенные в табл. 6.27, позволяют производить оценку влияния невязок при проведении реального проектирования ДУ и ракет, на изменение дальности с применением линейного функционала.

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]
Помощь Обратная связь Вопросы и предложения Пользовательское соглашение Политика конфиденциальности