- •Фролов, А.Д.
- •ОГЛАВЛЕНИЕ
- •ВВЕДЕНИЕ
- •1. ПОСТАНОВКА ПРОБЛЕМЫ ПАРАМЕТРИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
- •РАКЕТ
- •1.1. Предварительные замечания
- •1.2. Сокращения, условные обозначения, индексы
- •1.3. Основные этапы процесса параметрического проектирования
- •2.1. Предварительные замечания
- •2.3. Определение массовых характеристик ракет с РДТТ
- •2.4. Определение геометрических характеристик РДТТ и ракеты
- •2.5. Определение проектно-баллистических параметров РДТТ и ракеты
- •2.6. Определение предельных секундных расходов топлива
- •2.7. Анализ и учет габаритных ограничений РДТТ и ракеты
- •2.8. Аэродинамические характеристики ракеты
- •2.9. Моменты инерции и центровочные характеристики ракеты
- •В) Расчет центровочных и моментных характеристику-й «сухой» субракеты,
- •Сtp(0 = фнавед ” 0 /
- •3.3. Назначение потребной конечной скорости и угла бросания
- •3.5. Проектирование ракеты без оптимизации параметров (Организация работы программы KAMFAD)
- •4. ДЕТЕРМИНИРОВАННАЯ ОПТИМИЗАЦИЯ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ РАКЕТ
- •4.1. Предварительные замечания
- •4.2. Адаптация метода неопределенных множителей Лагранжа
- •4.3. Метод направленного поиска оптимальных параметров
- •Вывод алгоритма решения задачи
- •Выберем X,(r),X2(r),X3(r),X4(r) из уравнений:
- •5. СТОХАСТИЧЕСКАЯ ОПТИМИЗАЦИЯ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ РАКЕТ
- •5.1. Предварительные замечания
- •5.2. Формирование случайной реализации ракеты
- •5.3. Определение основных вероятностных характеристик ракет
- •5.5. Метод направленного поиска оптимальных параметров
- •Графики изменения аэродинамических коэффициентов ракеты:
- •Графики изменения параметров движения ракеты на ПУТ:
- •6.5. Параметрическое проектирование ракет с РДТТ из различных материалов
- •6.13. Частная параметрическая оптимизация секундных расходов твердого топлива двигательными установками баллистической ракеты
- •6.16. Влияние закона распределения случайных величин на статистические параметры дальности полета ракеты
- •6.17. Связь высоты точки старта ракеты с ее эффективностью
- •6.18. Параметрическое проектирование баллистических ракет с твердотопливными двигательными установками различных диаметров
- •7. ЛАБОРАТОРНЫЙ ПРАКТИКУМ
- •7.1. Предварительные замечания
- •7.4. Лабораторная работа № 3.
- •7.5. Лабораторная работа № 4.
- •7.6. Лабораторная работа № 5.
- •7.7. Лабораторная работа № 6.
7.4. Лабораторная работа № 3.
Расчет и формирование графиков изменения характеристик пассивного участка траектории численным интегрированием дифференциальных
уравнений движения головной части ракеты в центральном плоском поле силы тяжести Земли
(программа PUT)
Целью лабораторной работы является определение основных характеристик
траектории движения ГЧ ракеты численным интегрированием системы дифференциальных уравнений движения свободно брошенного тела в центральном плоском поле силы тяжести Земли при отсутствии атмосферы.
Результаты расчетов проверяются зависимостями эллиптической теории. Теоретические сведения с изложением конечных зависимостей изложены в
подразделе 2.10.5. Интегрирование системы дифференциальных уравнений движения ГЧ ракеты производится методом Рунге-Кутта с постоянным шагом.
Компьютерная программа grPU T создана на алгоритмическом языке программирования BorlandC с авторским описанием.
Содержание задания. Проинтегрировать систему дифференциальных уравнений
движения свободно брошенного тела в плоском центральном поле силы тяжести Земли при отсутствии атмосферы. В этом случае подход к численному интегрированию аналогичен подходу, представленному в другой работе [48, с. 125-130].
Система дифференциальных уравнений и начальные условия для их интегрирования:
d 2x _ g0 l$ х . .. d2y _ g0J$ у
*('o) = *o> У('о) = Уо> *(,о) = Ухо> У(‘о) = УуО
на отрезке времени
r0= f „ < r < ; / *
с заданным шагом интегрирования At = ДГзад.
Предусмотрен обязательный вывод в файл результатов характеристик трех узловых точек траектории (вид траектории движения представлен на рис. 2 .1 0 ):
-точки Н (начало траектории движения);
-точки В (самой верхней точки траектории);
-точки С (точки встречи с Землей).
Результаты расчетов проверяются зависимостями эллиптической теории (подразд. 2.10.5).
Исходные данные для выполнения лабораторной работы сформированы в файле с именем grPUT.dat (он может либо автоматически формироваться модулем Т59АК6 в результате работы программы KAMFAD.exe при выполнении лабораторной работы 2, либо по указанию преподавателя):________________
166.63 %f Л=/о - начальный момент времени /0|.с
6879.68 %f2?4=Г0 * начальн.скорость, м/с
18.90 %f S2“0Oугол бросания, град
466329. %fI2=xh[2] - 1начальные значения
242175. %fI3°xh[3] - 1координатх,у, м
1.00%f А/ -заданный шагинтегрирования,с
+1 %d lsp - признак способа интегрирования (-1;0;+1)
100 %d J5 - количество шагов для выдачи результатов____________________________________________________________
В файле grPUT.dat справа от спецификаторов (% /, %/,...) размещены
идентификаторы вводимых переменных (Л , Б 4 ,...) и комментарии по каждому из них. В первой позиции приведены конкретные численные значения переменных.
Компьютерная программа grPUT.exe оттранслирована на базе рабочего файла программы grPUT.cpp.
Результатом работы программы grPUT.exe являются:
-файл grPUT.rez - содержит исходные данные и результаты расчетов (требуется распечатка Файла zrPUT.rez на бумаге^
-на экран последовательно выводятся пять (возможно, цветных) рисунка:
• Рис. PUT-1. Скорость и проекции скорости полета ЛА V(t), Vx(t), Vy(t);
•Рис. PUT-2. Координаты и высоту ЦМ ЛА x(t)t y(t), h(t);
•Рис. PUT-3. Угол наклона вектора скорости ЛА к местному горизонту 0(f);
•Рис. PUT-4. Эллиптическая дальность ЛА L(t)\
•Рис. PUT-5. Зависимость у(х) на фоне Земного шара
(требуется распечатка 5 рисунков на бумаге):
Примечание. Один вариант из исследуемых реализуется вручную по зависимостям
подраздела 2.10.5 с помощью, например, калькулятора. Исходные данные для расчета и объем расчета задаются преподавателем.
Примеры выполнения лабораторной работы приведены:
-В подразделе 6 .2 , рис. 6.15-6.19;
-В подразделе 6.3, рис. 6.40-6.44;
-В подразделе 6.4, рис. 6.67-6.71.
Отчет по лабораторной работе должен включать:
-титульный лист;
-текст файла grPUT.rez]
-результаты ручного поверочного расчета по конечным зависимостям эллиптической теории (расчет задается преподавателем);
-5 рисунков.
При защите отчета необходимо дать устные пояснения и ответить на контрольные вопросы.
Контрольные вопросы
1.Какие численные методы интегрирования могут быть использованы для решения системы дифференциальных уравнений движения ЛА (метод Симпсона, метод Эйлера, метод Эйлера-Коши, метод Рунге-Кутта)? В каких случаях применимы перечисленные методы? Чем они отличаются друг от друга?
2.Какие допущения позволяют применять конечные зависимости эллиптической теории для расчета основных параметров траектории движения ЛА?
3.Отличие и сходство эллиптической и параболической теорий.
4.Какие константы изменятся при расчете характеристик траектории в условиях, например, Луны, Марса или какой-либо другой планеты Солнечной системы?
5.Назвать суть характерных точек траектории Я, В и С.
6 . Отличие стартового и местного горизонтов.
7.Как изменится дальность в условиях движения в конце полета в плотных слоях атмосферы? Что необходимо учесть в уравнениях движения в этом случае?
7.5. Лабораторная работа № 4.
Расчет и исследование влияния высоты точки старта спроектированной ракеты на ее дальность
(программа KAMA9G)
Целью лабораторной работы является исследование влияния высоты точки старта
ракеты на ее основные баллистические характеристики и эффективность ракеты.
Теоретические сведения приведены в подразделе 6.17.
Компьютерная программа КАМА96 создана на алгоритмическом языке
программирования FO RTRAN с авторским описанием [45].
Исходные данные для выполнения лабораторной'работы сформированы в файле с именем KAMA96.dat (он может либо автоматически формироваться модулем Т59АК6 в
результате работы программы KAMFAD.exe при выполнении лабораторной работы 2, либо
по предложению преподавателя):
0 1 |
1 2 |
1-приэнак:при 1=0 - эталонный вариант;иначе-ввод: |
3 |
1 2 |
NO-количество ступеней |
1 |
1 2 |
IJ: IJ— 1-подбор GH K O (Gnr)/-0-перебор Но/»1-обе задачи |
1 0 1 0 1 . |
F6.0 |
S-предполагаемая дальность стрельбы,км |
1.570796 |
F8.6 |
С7-стартовый угол,рад |
.344730 |
F8.6 |
С8-местный угол бросания,рад |
0 1 |
1 2 |
IKLA:1КЬАв0-нет перехода от УБР к PH в А59РВ6 |
0 |
1 2 |
KLA: -0-УБР,-1-РН |
о о о . ю о о о о |
:F10.6 |
А,точность подбора угла бросания,км/град (или рад) |
0.7854 |
F6.4 |
Al-нач. значение угла бросания в итерац.процессе,рад |
0.17453 |
F6.4 |
А2-нач.шаг при подборе угла бросания,рад |
0 . 1 0 |
F4.2 |
А4-коэффициент ослабления нач.значения угла бросания |
001500. |
F7.0 |
PAS-масса Полезного Груза (ПГ),кг |
0 2 0 |
13 |
IH-количество анализируемых высот точки старта |
0 0 1 0 0 0 . |
F7.0 НО-шаг по высоте при переборе этих высот,м |
|
0005 |
14 |
JS-число шагов для печати (при J5=13 печать запрещена) |
0 0 0 0 . |
F5.0 |
ХО(1)-стартовая скорость,м/с |
0000000. |
F8.0 |
ХО(2)-горизонт.координата точки старта,м |
0000000. |
F8.0 |
ХО(3)-вертик. координата точки старта,м |
1 0 |
16 |
1С03-стоимость выведения 1 кг ПГ,т.$ |
0 1 0 . |
F4.0 |
СОА-приращ. ПГ для расчета производной, кг |
4.00F5.2 С9-продолжительность начального участка,с
|
264.11 |
|
|
F8.2 |
С10-момент конца разворота ракеты на АУТ, с |
||||||
0 0 |
|
|
|
|
1 2 |
IPT,1РТ-0-нвт пересчета х-к ДУ на нач.темпер. ТТ |
|||||
0 0 |
0 0 |
0 0 |
0 0 |
о о |
i ; |
!IT(1-10)-признаки,аналогичные IPT |
|||||
0 0 |
0 0 |
0 0 |
0 0 |
0 0 |
|
! |
|
(для каждой ДУ) |
|||
2 0 . 0 |
2 0 . 0 |
|
2 0 . о |
: |
.0 20.0 F5.1-!TIP(1-10)-нач.температуры ТТ |
||||||
2 0 . 0 |
2 0 . 0 |
|
2 0 . 0 |
: |
.0 20.0 |
! |
(для каждой ДУ) |
||||
-50.0 |
20.0 +50 |
F6.1 - ТМ1,TN,TMA-Tmin,Тном и Ттпах темп-ры ТТ |
|||||||||
70.0 |
30.0 |
|
|
F5.1 |
|
- DMI, DMA-разкости "Тном-Tmin" и "Тшах-Тном" |
|||||
-0.1682 -0.1682 -0.1682 -0.1682 |
-0.1682|Т1(1-10)- шах отн.отклонения |
||||||||||
-0.1682 -0.1682 -0.1682 -0.1682 |
-0.1682jс.расх. ТТ ДУ при Tsj-Tmin |
||||||||||
-0.0104 |
|
0.0104 |
-0.0104 |
-0.0104 |
-0.0104!Т1(11-20)-шах отн.отклонения |
||||||
-0.0104 |
|
-0.0104 |
-0.0104 |
-0.0104 |
-0.0104|ед.пуст.имп.ДУ при T3j"Tmin |
||||||
|
0.0884 |
|
0.0884 |
0.0884 |
|
0.0884 |
0.0884jTI(21-30)- max отн.отклонения |
||||
|
0.0884 |
0.0884 |
0.0884 |
|
0.0884 |
0.0884jсек.расходов ТТ при Taj-Tmax |
|||||
|
0.0044 |
0.0044 |
0.0044 |
|
0.0044 |
0.0044 TI (31-40) - шах отн.отклонения |
|||||
|
0.0044 |
0.0044 |
0.0044 |
|
0.0044 |
0.0044|ед.пуст.имп. ДУ при T3j-Tmax |
00.00 00.50 00.80 01.00 01.30 01.50 02.00!El (1-13)-табличные значения 03.00 05.00 07.00 10.00 15.00 20.00 j чисел Маха 00000.10000.20000.30000.40000.50000.60000.70000. Е2(1-8)-табл.знач.высот
0.1270 0.1400 |
0.16600.2040 |
0.2540 0.3110 |
0.3730 |
0.4560!Е(1-8,1-13)- |
|
0.1520 |
0.1630 |
0.18400.2150 |
0.2560 0.3030 |
0.3540 |
0.4220!табличные |
0.2010 |
0.2110 |
0.23000.2580 |
0.2940 0.3350 |
0.3820 |
0.4420!значения |
0.2930 |
0.3020 |
0.32000.3460 |
0.3800 0.4190 |
0.4620 |
0.5180!коэффициентов |
0.3010 |
0.3100 |
0.32600.3500 |
0.3810 0.4170 |
0.4570 |
0.5090!лобового |
0.2690 |
0.2770 |
0.29300.3160 |
0.3450 0.3800 |
0.4180 |
0.4680!сопротивления |
0.2010 |
0.2090 |
0.22200.2430 |
0.2700 0.3000 |
0.3340 |
0.3790!для |
0.1530 |
0.1600 |
0.1700 |
0.1870 |
0.2090 |
0.2330 |
0.2610 |
0.2970'.эталонной |
||
0.1020 |
0.1060 |
0.1140 0.1260 |
0.1420 0.1600 |
0.1800 |
0.2070|ракеты |
||||
0.0950 |
0.0990 |
0.1060 0.1160 |
0.1290 0.1440 |
0.1600 0.1820! |
|||||
0.0850 |
0.0890 |
0.0950 0.1030 |
0.1150 0.1280 |
0.1420 0.1610! |
|||||
0.0770 |
0.0790 |
0.0830 0.0890 |
0.0960 0.1050 |
0.1140 |
0.1270! |
||||
0.0730 |
0.0740 |
0.0770 0.0820 |
0.0870 0.0940 |
0.1010 |
0.1101! |
||||
1 |
|
|
12 |
- IPR:IPR-0-тангаж из Т59РЗб;«1-из Т59Р26 |
|||||
.333333 |
F9.6 |
- АА-стелень параболы в законе угла тангажа |
85.68F7.2 - р(1),время работы ДУ 1-й ступени,с
56.36F9.2 - р (2),сек.расход топлива ДУ 1-й ступени,кг/с
268.79 F7.2 - р (3),един.пустотный импульс ДУ 1-й ступени,с 2.3496 F8.4 - р (4),сумм.площ.вых.сечений ДУ 1-й ступени,м**2 3.1107 F8.4 - р (5),площадь Миделя 1-й субракеты,м**2 7376.80 F9.2 - р (6),начальная масса 1-й субракеты,кг
001.8000 F8.4 - р (7),коэффициент формы 1-й субракеты 1.0280 F7.4 - р (8),сек.расход ТЗП ДУ 1-й ступени,кг/с
79.30F7.2 - р (9),время работы ДУ 2-й ступени,с
17.63F9.2 - р (10),сек.расход топлива ДУ 2-й ступени,кг/с
274.32F7.2 - р (11),един.пустотный импульс ДУ 2-й ступени,с 1.0161 F8.4 - р (12),сум.площ.вых.сечений ДУ 2-й ступени,м**2 1.3615 F8.4 - р(13),площадь Миделя 2-й субракеты,м**2 2169.81 F9.2 - р(14),начальная масса 2-й субракеты,кг
001.8000 |
F8.4 |
- р (15),коэффициент формы |
1-й субракеты |
.4641 |
F7.4 |
- р (16),сек.расход ТЗП ДУ |
2-й ступени,кг/с |
99.13F7.2 - р(17),время работы ДУ 3-й ступени,с
4.08F9.2 - р (18),сек.расход топлива ДУ 3-й ступени,кг/с
280.76 |
F7.2 |
- р (19),един.пустотный импульс ДУ 3-й ступени,с |
.3554 |
F8.4 |
- р (20),сумм.площ.вых.сечений ДУ 3-й ступени,м**2 |
.7854 |
F8.4 |
- р (21),площадь Миделя 3-й субракеты,м**2 |
639.77 |
F9.2 |
- р (22),начальная масса 3-й субракеты,кг |
001.8000 |
F8.4 |
- р(23)коэффициент формы 1-й субракеты |
.2415 |
F7.4 |
- р (24),сек.расход ТЗП ДУ 3-й ступени,кг/с |
В файле KAMA96.dat справа от спецификаторов (12, 12, ...) размещены идентификаторы вводимых переменных (I, N0, ...) и комментарии по каждому из них. В
первой позиции приведены численные значения переменных.
Компьютерная программа KAMA96.exe оттранслирована на базе рабочего файла программы KAMA96.for.
Программы gr96br.exe и gr96rn.exe оттранслированы на базе программ gr96br.cpp и gr96br.cpp (алгоритмический язык BorlandC).
Результатами работы программы KAMA96.exe являются файлы:
- KAMA96.rez - содержит исходные данные и результаты исследований ракеты
(требуется распечатка файла на бумаге):
- gr96br.dat - содержит таблицу для построения графиков изменения основных
параметров баллистической ракеты земля - земля в функции высоты точки старта;
- gr96rn.dat - содержит таблицу для построения графиков изменения основных
параметров ракеты-носителя земля-космос в функции высоты точки старта.
Далее необходимо произвести следующие действия:
1. Запустить файл gr96br.exe, если исследуется баллистическая ракета класса земля - земля (используются файлы с именами gr96br.dat и gr96brl.dat). Результатом работы
программы являются 3 рисунка:
- рис. £атя96-БР-1. Графики изменения экономической эффективности и прироста дальности полета ракеты;
- рис. Кат а96-В?-2 |
. Графики изменения тпг, #к, *к; |
- рис. К ат а9в-В ?-3 |
. Графики изменения VKи L\ |
- рис. К ат а96-Б?-4 |
. Графики изменения потерь конечной скорости -суммарных, |
гравитационных, аэродинамических и тяговых
(требуется распечатка всех трех рисунков на бумаге^):
2 . Запустить файл gr96rn.exe, если исследуется ракет а-носит ель земля - космос
(используются файлы с именами gr96rn.dat и gr96rnl.dat). Результатом работы программы
являются 4 рисунка:
-Р и с. К а т а 9 6 -? К -\. Графики изменения по высоте экономической эффективности; - Рис. К ат а96-?Н -2. Графики изменения по высоте прироста конечной скорости
ракеты;
- Рис. К ат а96-?И -3. Графики изменения по высоте времени 1 оборота вокруг
Земли, количества оборотов, апогея и перигея орбиты, времени
существования искусственного космического объекта;
- Рис. Ката96-РН-А. Графики изменения по высоте потерь конечной скорости -
|
суммарных, гравитационных, аэродинамических и тяговых |
|
|
(требуется распечатка всех четырех рисунков на бумаге). |
|
Примеры выполнения лабораторной работы приведены: |
||
- в подразделе 6.2, рис. 6.20 |
-6.23; |
|
- |
в подразделе 6.3, рис. 6.45 |
-6.48; |
- |
в подразделе 6.4, рис. 6.72-6.75. |
Отчет по лабораторной работе должен включать:
-титульный лист;
-текст файла KAM A96.rez;
-4 рисунка.
При защите отчета необходимо дать устные пояснения и ответить на контрольные вопросы.
Контрольные вопросы
1.Какие области Земного шара наиболее выгодны, а какие невыгодны для размещения космодромов?
2 . Перечислить способы увеличения высоты точки старта PH (по материалам публикаций
в отечественной и зарубежной прессе).
3.За счет каких факторов с увеличением высоты точки старта увеличивается эффективность как УБР, так и PH?