Расчет траектории полета двухступенчатой баллистической ракеты

Скачать

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.

Размер: 938,5 K
Тип: курсовая работа
Категория: Военное дело и гражданская оборона
Скачать

Другие файлы:

Расчет траектории полета двухступенчатой баллистической ракеты
Расчёт активного, баллистического (эллиптического) и конечного (атмосферного) участков траектории. Программа движения ракеты на участке. Коэффициенты...

Проектирование двухступенчатой баллистической ракеты с ЖРД
Особенности выбора конструктивно-компоновочной схемы ракеты. Анализ результатов баллистического расчёта минимума стартовой массы. Весовой расчёт ракет...

Объемные расчеты баллистической ракеты с жидкостным ракетным двигателем
Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты. Определение характеристик топлива. Приближенное баллистическое проектирование: параметры; программа дв...

Проектирование двигательной установки и элементов конструкции второй ступени баллистической ракеты с ЖРД
Расчет жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), используемого на второй ступени баллистической ракеты. Технологический процесс сборки фермы полезной наг...

Оперативно-тактическая управляемая ракета
Анализ существующих оперативно-тактических ракет. Выбор ракеты-аналога. Описание элементов конструктивно-компоновочной схемы. Выбор формы заряда и топ...


Краткое сожержание материала:

Размещено на

4

Содержание

Исходные данные

Введение

Расчёт активного участка траектории

Программа движения ракеты на АУТ

Расчёт баллистического (эллиптического) участка траектории

Расчёт конечного (атмосферного) участка траектории

Коэффициенты перегрузок, действующих на ракету в полёте

Упрощенная блок схема решения задачи на ЭВМ

Расчёт траектории управляемой БР. Расчёт активного участка траектории

Расчёт участка снижения

Литература

Исходные данные

ступень

1

2

Диаметр ступеней

м

1,85

Масса ступеней:

кг

26350

9935

Масса топлива:

кг

24010

9032

Расход топлива:

кг/с

240,8

51,3

Удельный импульс маршевых двигателей в пустоте:

м/с

3142

3292

Масса головной части

кг

2100

Масса спускаемого аппарата

кг

735

Диаметр спускаемого аппарата

м

0,8

Введение

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:

- дальность конца АУТ;

- высота конца АУТ;

- скорость ракеты в точке А;

- угол траектории в точке А.

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 А1 заканчивают работу двигатели первой ступени. Блоки первой ступени отбрасываются и падают на Землю (точка С1). Вторая ступень сообщает ракете необходимую скорость, и в конце активного участка второй ступени, уже на орбите, двигатель выключается (точка А2).

Рис.2. Траектория ракеты-носителя.

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:

Земля имеет форму сферы радиусом ;

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;

б) сила притяжения Земли;

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:

- скорость движения ракеты;

- осевая аэродинамическая сила;

- подъёмная (боковая) аэродинамическая сила;

- плотность воздуха на высоте полёта;

- плотность воздуха на уровне моря;

- площадь миделя ракеты;

- диаметр ракеты;

- коэффициенты аэродинамических сил сопротивления воздуха, определяются при аэродинамических расчётах. Величины этих коэффициентов - переменные и в основном зависят от скорости или числа Маха ;

- число Маха;

- скорость звука в атмосфере на высоте полёта;

- масса ракеты;

- стартовая масса ракеты;

- массовый секундный расход топлива;

- время полёта;

- вес ракеты;

- 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;

- полярный угол;

- тяга двигателя;

Тягу двигательной установки в общем случае можно определить по следующей формуле:

, где:

- 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...