Классификация. Ракеты-носители классифицируют по количеству ступеней (одноступенчатые

Ракеты-носители классифицируют по количеству ступеней (одноступенчатые, двухступенчатые и т. д.). Их также можно разделить на одноразовые и многоразовые. Наибольшее распространение получили одноразовые многоступенчатые ракеты. Одноразовые ракеты отличаются высокой надёжностью благодаря максимальному упрощению всех элементов. Следует уточнить, что одноступенчатой ракете для достижения орбитальной скорости необходимо иметь конечную массу не более 7-10 % от стартовой, что при существующих технологиях делает их экономически неэффективными из-за низкой массы полезного груза. Наличие нескольких ступеней позволяет существенно увеличить отношение массы полезной нагрузки к начальной массе ракеты. В то же время многоступенчатые ракеты требуют наличия территорий для падения промежуточных ступеней.

Полностью многоразовых ракет-носителей пока не существует. Частично многоразовой системой является американский «Спейс Шаттл» (Космический челнок), так же как и советская система «Энергия-Буран». Вопреки ожиданиям, «Спейс Шаттл» не смог обеспечить снижение стоимости доставки грузов на орбиту; кроме того, многоразовые транспортные космические системы (МТКС) характеризуются сложным и длительным этапом предстартовой подготовки (из-за повышенных требований по надёжности и безопасности при наличии экипажа).

Ракеты-носители также подразделяют на предназначенные для пилотируемых и для беспилотных полётов. Ракеты для пилотируемых полётов должны обладать бо́льшей надёжностью (также на них устанавливается система аварийного спасения); допустимые перегрузки для них ограничены (обычно не более 3-4,5 единиц).

Первой ракетой-носителем, доставившей груз на орбиту, была советская Р-7 (1957 г.). В настоящее время (2009 г.) самая мощная ракетная система в мире — американский «Спейс Шаттл» (полезная нагрузка до 20-30 тонн, в зависимости от орбиты). Космический челнок сам по себе не может называться полезной нагрузкой, поскольку является частью многоразовой космической системы. Поэтому полезная нагрузка будет находиться в указанном диапазоне величин, что обусловлено как параметрами грузового отсека челнока, так и требованиями по безопасности экипажа в случае аварии. Без челнока или, следуя отечественной терминологии, орбитального корабля, система не работоспособна, в отличие, например, от системы Энергия-Буран.

Самая мощная используемая на данный момент российская ракета-носитель — это «Протон-М», позволяющая выводить на низкую околоземную орбиту (200 км) до 22 тонн полезного груза, на ГПО — до 5,8-6,4 тонн и на ГСО — до 3,2-3,7 тонн [1].

В прошлом стартовали и более мощные ракеты, такие, как советские «Н-1» и «Энергия» или американская «Сатурн V». Однако ни одна из этих ракет в настоящее время не производится.

13 вопрос

Тангаж

Тангаж (фр. tangage — килевая качка) — угловое движение летательного аппарата или судна относительно главной поперечной оси инерции (см. также поперечная ось самолёта). Угол тангажа — угол между продольной осью летательного аппарата или судна и горизонтальной плоскостью. Угол тангажа обозначается буквой θ (тета)^[1][2]. В авиации различают тангаж с увеличением угла (подъём носа) — кабрирование, и с уменьшением угла (опускание носа) — пикирование; вызывается отклонением руля высоты.

Это один из трёх углов (крен, тангаж и рыскание), которые задают наклон летательного средства относительно его центра инерции. По отношению к морским судам используется термин «дифферент» с таким же значением.

Существующие методы наведения баллистических ракет и ракет-носителей основаны на линеаризации зависимости конечных условий полета от управляющих параметров. [5] Это обстоятельство, в свою очередь, влияет на точность методов наведения и, в частности, приводит к завышению размеров областей падения отработавших ступеней рассматриваемых ЛА. Кроме того, анализ движения конкретного ЛА зачастую бывает связан с разработкой отдельного программного комплекса, в то время как для многих научных задач может потребоваться параллельное рассмотрение траекторий сразу нескольких типов ЛА.

В связи с этим, в настоящее время актуальны исследования, целью которых является построение алгоритмов наведения, основанных на нелинейном прогнозировании движения ЛА на активном участке траектории. Особенный интерес представляет разработка нелинейных алгоритмов прогноза параметров движения ЛА в терминальной точке траектории с использованием аналитических выражений.

В настоящей работе предлагается возможный вариант реализации такого прогноза. Он использует в качестве исходных данных зависимость продольной кажущейся скорости от времени и зависимость программы тангажа (как в жесткой, , так и гибкой, , формах). Такая форма задания зависимостей для программных функций уже много лет используется на практике как для программ управления тягой, так и для управления угловой ориентацией ЛА.

Рассмотрим идеологию возможного решения задачи прогноза концевых условий. Полное ускорение ЛА на активном участке траектории можно представить в виде векторной суммы кажущегося и гравитационного ускорений:

.

Здесь – вектор кажущегося ускорения. Скорость полета ракеты на АУТ при этом рассчитывается в форме интеграла:

(1)

Традиционно интегралы в (1) вычислялись численными методами, что приводило к упомянутым выше упрощениям (линеаризации) при синтезе алгоритма наведения.

В качестве исходных данных для реализации рассматриваемого полуаналитического метода интегрирования этих зависимостей принимаются табличные функции , и (или ), полученные по результатам решения краевой баллистической задачи и расчета эталонной опорной траектории.

Использование только продольной составляющей кажущейся скорости ЛА, , для вычисления расчетной траектории в процессе наведения основано на многолетней практике использования таких зависимостей в качестве программных функций для регулирования кажущейся скорости в полете как для ракет-носителей, так и для баллистических ракет. Поэтому целесообразно для прогноза движения ЛА на активном участке при разработке математической модели, используемой при прогнозировании движения на активном участке, учитывать только продольные составляющие действующих поверхностных сил, а влияние оставшихся составляющих учитывать соответствующим подбором параметров рассматриваемой модели. Это обеспечивает компенсацию целого ряда формально неучтенных схематизацией предлагаемой выше модели факторов, влияющих на изменение продольного кажущегося ускорения. [4]

Представим значение продольной кажущейся скорости в некоторый момент времени t как сумму ее начального значения на момент времени t ₀ ≤ t и приращения этой функции на интервале времени :

W _X1(t) = .

Анализ характера поведения функции позволяет разбить функцию W_X1(t) на n характерных интервалов, получив таким образом ряд базовых аппроксимирующих функций , i = 1… n. Для аппроксимации приращений продольной кажущейся скорости в качестве базисных целесообразно выбрать две базовых функции: логарифмическую (для моделирования на участках полета, где используется маршевый режим работы двигателей) и параболическую (на участках полета с переходными режимами работы двигательной установки: при ее форсировании либо дросселировании).

Таблица 1

Базовые функции

Вид зависимости	Целевая функция	Базисная функция
Логарифмическая
Параболическая

Аппроксимация на каждом из интервалов осуществляется на основе метода наименьших квадратов. Минимизация невязок аппроксимации целевых функций осуществляется на основе критерия:

.

Это позволяет определить обобщенные параметры аппроксимации (табл.1) U_i и T_i для каждого из выбранных участков. Затем из всех типов возможных для каждого участка аппроксимаций выбирается тот, который обеспечивает наименьшее максимальное отклонение полученной аппроксимирующей функции от номинальных значений кажущейся скорости в узловых точках на всем интервале аппроксимации.

Аналогичным образом производится аппроксимация программы тангажа (при необходимости – программы рыскания), при этом для выбора характерных интервалов используется табличная зависимость , а в качестве базовых функций рассматриваются линейная и параболическая зависимости. Написанная на языке Delphi программа позволила получить аппроксимации кажущейся скорости и угловых программ для нескольких вариантов эталонных траекторий с погрешностью, не превышающей 2 м/с по кажущейся скорости и 0,2 º - по угловым программам.

В общем случае полученные интервалы аппроксимации кажущейся скорости и программы тангажа не совпадают (рис. 1), поэтому далее осуществляется их «наложение» друг на друга и пересчет обобщенных параметров для возникающих при их пересечении дополнительных интервалов.

Рис. 1. Иллюстрация наложения независимо полученных участков для программы тангажа и кажущейся скорости

Формулы для пересчета обобщенных параметров (ОП) на участке t_1j..t_2i при наложении (j-1) -го и j -го интервалов аппроксимации программы тангажа на i -ый участок аппроксимации кажущейся скорости приводятся в таблице 2. На участке t_1i..t_1j ОП не меняются.

Таблица 2

Формулы для пересчета обобщенных параметров.

Парабола	Логарифм

Зная аналитические выражения W_X1(t) и , на каждом из объединенных участков можно вычислить проекции приращений вектора и кажущегося пути на оси начальной гироскопической геоцентрической системы координат:

(2)

Интегралы (2) берутся аналитически с использованием известных специальных функций. Для различных математических моделей это могут быть интегральные синус и косинус или интегралы Френеля. Встречаются частные случаи без специальных функций. В соответствии с модифицированным методом интегрирования Нюстрёма [4], траектория восстанавливается по формулам:

(3)

Данный полуаналитический метод интегрирования (3) уравнений движения БР или РН открывает широкие возможности для модернизации метода терминального наведения по вектору требуемой кажущейся скорости; он позволяет производить интегрирование с крупным шагом, как правило, равным интервалу аппроксимации (порядка 10-15 секунд), и использовать при этом относительно несложные аналитические зависимости в сочетании с известными специальными функциями, что не требует значительных затрат вычислительных ресурсов БЦВМ при реализации нелинейного прогноза концевых условий полета.

Ввиду простоты реализации и высокого быстродействия процесса моделирования полета по одной траектории с использованием описанной методики, возможна реализация статистических испытаний алгоритмов наведения ЛА на персональных ЭВМ. Статистические испытания для данной универсальной модели представляют собой многократный расчет траекторий с учетом влияния случайных факторов, действующих на ракету, и начальных условий полета. При этом учет рассеивания значений аэродинамических сил и сил, создаваемых двигательной установкой (ДУ), производится непосредственно с помощью обобщенных параметров U и T, входящих в аналитические выражения для кажущейся скорости. Через баллистические производные можно установить связь между параметрами эллипса рассеивания для данного изделия и отклонениями значений продольной кажущейся скорости от ее номинальных значений на каждом из участков аппроксимации. Это позволяет оценить предельные отклонения кажущейся скорости от номинальных значений. Далее с использованием датчика случайных чисел (ДСЧ) по нормальному закону распределения вероятностей синтезируются случайные значения продольной кажущейся скорости с учетом действующих возмущений по форме: , где X – случайное число, – номинальное значение (математическое ожидание), – дисперсия, определяемая из предельного отклонения.

Из полученного «реального» значения приращения продольной кажущейся скорости можно получить и обобщенные параметры U и T, доставляющие именно такое значение W_X1(t).

Одним из наиболее перспективных свойств данной методики является ее универсальность. По описанным алгоритмам можно восстанавливать траектории широкого спектра ЛА: ракет-носителей, разгонных блоков, баллистических ракет.

Метод может быть пригоден для восстановления траектории вновь разрабатываемых или уже существующих ракет в условиях неполной информационной обеспеченности.

В перспективе ожидается разработка алгоритма терминального наведения с реализацией быстрого прогнозирования конечного положения ЛА и соответствующей коррекцией программ управления.

14 вопрос

КАЖУЩАЯСЯ СКОРОСТЬ — скорость КЛА, определенная по величине кажущегося ускорения; при движении в гравитац. поле К. с. может значительно отличаться от истинной. К. с. определяется приборами — интеграторами линейных ускорений или вычислит, устройствами, обрабатывающими показания акселерометров.

КАЖУЩЕЕСЯ УСКОРЕНИЕ — суммарное ускорение, сообщаемое КЛА всеми действующими на него силами (тягой РД, соиротивлением атмосферы и т. д.), за исключением сил гравитации. К. у. отличается от истинного на величину ускорения, сообщаемого КЛА силами притяжения Солнца и планет; при движении в мощном гравитац. поле (напр., вблизи Земли) различие между истинным и К. у. может быть [...]

15 вопрос

Дата добавления: 2015-07-11