Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (2-е изд., 2013) (1246775), страница 17
Текст из файла (страница 17)
Надежность разделения проверяется путем построениятраекторий наиболее опасных точек плоскости стыка ступеней ЛА. Важное значение имеет выбор правильного соотношения между моментами времени запускадвигателя последующей ступени, выключения двигателя отделяющегося ускорителя предыдущей ступени и выдачи команды на разрыв связей. При слишкомраннем разделении имеет место потеря скорости из-за недоиспользования топливапредыдущей ступени. В случае слишком позднего разделения затрудняется запускдвигателя последующей ступени из-за уменьшения продольной перегрузки.Если разделение происходит за пределами ощутимого воздействия аэродинамических сил и моментов, например, в конце участка полета второй ступени, то задачасущественно упрощается вследствие уменьшения числа возмущающих факторов.2.1.4. Участки полета второй и последующих ступеней.
Полет ЛА на участкахработы второй и последующих ступеней протекает, как уже отмечалось, в условияхпренебрежимо малых аэродинамических нагрузок из-за разреженности атмосферы.Это позволяет снять ограничение на допустимые углы атаки (не более 2 ÷ 3◦ ) [2.3],которое является обязательным для участка полета первой ступени. В результате.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»2.1. Основные участки траектории полета71появляется возможность использования оптимальных или квазиоптимальных позаданному критерию качества законов управления.Начальные тяговооруженности верхних ступеней могут быть меньше единицы,поскольку траектория полета на участках работы этих ступеней существенноотклоняется от вертикали. Оптимальные значения начальных тяговооруженностейверхних ступеней, обеспечивающие максимальную величину массы полезнойнагрузки, зависят от рассматриваемой задачи и определяются в процессе выбораначальных параметров ЛА.Как правило, на участке работы второй и последующих ступеней выбираетсятакая траектория, чтобы при отсутствии возмущений углы крена и рысканияравнялись нулю.
Тогда существенно упрощаются условия управления по тангажу,которое осуществляется путем поворота продольной оси ЛА в плоскости прицеливания. По сложившейся терминологии, программой угла тангажа или простопрограммой называют закон изменения угла продольной оси ЛА в начальнойстартовой (инерциальной) системе координат. Обычно программа угла тангажазадается в зависимости от времени ϑ(t) или от кажущейся скорости ϑ(Vph ).Для баллистических ракет главным критерием, определяющим программу углатангажа, является получение максимальной дальности стрельбы при приемлемомрассеивании точек падения боеголовок. Для ракет-носителей программа углатангажа определяется требованием выведения на заданную орбиту максимальнойполезной нагрузки с обеспечением приемлемой точности параметров получаемойорбиты.Если поставленная задача требует энергетических затрат, меньших, чем те запасы, которыми располагает ЛА, то избыточные возможности могут использоваться,например, для повышения точности стрельбы за счет увеличения крутизны траектории или повышения комфортабельности выведения пилотируемого космическогокорабля на орбиту за счет ограничения допустимой перегрузки и т.
п.К программам угла тангажа предъявляются и некоторые общие требования.Уже были отмечены требования вертикального старта, ограничения по углу атакина участке полета первой ступени и по скоростному напору при разделениипервой и второй ступеней, требование обеспечения нулевой угловой скорости приразделении любых ступеней. К ним следует добавить требование непрерывностиизменения угла тангажа с учетом ограничений на допустимую скорость разворотаи величину предельных углов, а также возможные частные требования, порождаемые конструкцией ЛА и системой управления. Например, если используетсярадиотехническая система управления, то в конце активного участка угол междулинией радиовизирования ЛА и плоскостью горизонта в месте расположениярадиолокационной станции должен быть не меньше допустимого.
Угол междупродольной осью ЛА и линией радиовизирования также должен находитьсяв определенных пределах, чтобы бортовая и наземная приемо-передающие антеннымогли работать в оптимальных условиях.Обсудим условия непрерывности программы угла тангажа и ограниченияскорости разворота продольной оси ЛА. Условие непрерывности связано с располагаемой эффективностью управления по тангажу, которая не позволяет существенноизменять угловое положение ЛА за малый промежуток времени. Ограничение.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»72Глава 2. Активный участокпо угловой скорости, в основном, обусловлено техническими возможностямиприборов системы управления и точностью реализации потребной программыугла тангажа. Если ЛА имеет большую начальную тяговооруженность и, какследствие, малую продолжительность активного участка, то могут потребоватьсябольшие скорости разворота по тангажу.
В этом случае к системе управления будутпредъявляться повышенные требования.При большой протяженности активного участка суммарный угол разворота ЛАпо тангажу может превысить 90◦ , в то время как конструктивные ограничениягироскопических приборов обычно допускают максимальный разворот на 85 ÷ 90◦[2.7]. В таких случаях приходится вводить переориентацию гиростабилизированной платформы или использовать другие, более сложные конструктивные решения,что обычно приводит к увеличению габаритов и массы гироскопических приборов.При выборе программы угла тангажа для проектируемого ЛА необходимо учитывать изменение прочностных характеристик и массы конструкции ЛА в результате вариации крутизны траектории и времени полета в плотных слоях атмосферы.Правда, это существенно усложняет задачу [2.2].2.1.5.
Участок отделения полезной нагрузки. При достижении требуемыхпараметров движения, в конце активного участка, подается главная команда навыключение двигателей. Участок отделения полезной нагрузки начинается с этогомомента, а заканчивается после ее отхода на безопасное расстояние. Для уменьшения разброса параметров движения в конце активного участка целесообразноуменьшать величину тяги перед выключением двигателя.
Уменьшение тяги в момент выдачи предварительной команды может достигаться путем дросселированияосновного двигателя или за счет выключения основного двигателя и завершенияполета на активном участке с работающими управляющими двигателями. Тогдав момент подачи главной команды происходит выключение двигателя, работающегона низком уровне тяги, в результате чего разброс импульса последействия будетв меньшей степени возмущать траекторию отделяющейся полезной нагрузки.(Импульс последействия — это импульс двигателя от команды на выключение допрекращения тяги.) В момент выдачи главной команды или с небольшим запаздыванием разрываются связи, удерживающие полезную нагрузку, и срабатываетсистема разделения.Отделение полезной нагрузки может осуществляться за счет торможенияотработавшего ускорителя с помощью ПРД или тормозных сопел, работающихна газах наддува баков, применения пружинных, пневматических или пороховыхтолкателей, доразгона полезной нагрузки с помощью специального двигателяи т.
п. Могут применяться также комбинированные методы разделения. Например,в момент подачи главной команды срабатывают толкатели и включаются тормозныеПРД.Уравнения относительного движения отделяющейся полезной нагрузки и ускорителя последней ступени записываются по аналогии с участком разделенияступеней.
При этом должны учитываться конструктивные особенности средствразделения и компоновки ЛА. На основе моделирования с помощью ЭВМ процессаотделения полезной нагрузки можно выбрать рациональную последовательность.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»2.2. Оптимальная программа выведения на орбиту73операций, оценить эффективность выбранной схемы и средств разделения, установить влияние возмущающих факторов на траекторию движения полезной нагрузкии ускорителя последней ступени. В итоге определяются параметры системы,обеспечивающие безударное отделение и минимальное возмущение дальнейшегодвижения полезной нагрузки.Траектория полета полезной нагрузки определяется целевым назначением ЛА.Так, головные части баллистических ракет движутся по траекториям вблизиповерхности Земли, а космические летательные аппараты совершают полет пооколоземным орбитам или межпланетным траекториям.
Все классы траекторийполезных нагрузок будут рассматриваться в последующих разделах.2.2. ОПТИМАЛЬНАЯ ПРОГРАММА ВЫВЕДЕНИЯ НА ОРБИТУПри известных характеристиках ЛА оптимальной программой выведения наорбиту (или оптимальным управлением) называют такую программу, котораяобеспечивает наибольшую массу выводимой полезной нагрузки. Одновременнодолжны учитываться все заданные ограничения на параметры траектории и режимполета ЛА (например, по скоростному напору, перегрузке и т. п.).Для определения оптимального управления необходимо решить вариационнуюзадачу. Решение задачи в точной постановке, как правило, можно найти тольков численном виде с помощью ЭВМ.
В некоторых случаях, когда допустимосущественное упрощение задачи (т. е. переход от точной задачи к модельной),удается установить структуру оптимального управления и свести задачу к выборупараметров этого управления из условия получения заданной орбиты.Построенное оптимальное управление для модельной задачи можно рассматривать в качестве квазиоптимального для точной задачи и использовать его припроведении массовых расчетов, например, связанных с выбором основных параметров ЛА. Квазиоптимальное управление может использоваться также при построении многошаговых (или итеративных) терминальных алгоритмов для БЦВМ.В процессе полета параметры управления периодически уточняются с учетомреализовавшейся траектории и заданных терминальных условий.
Такой подходпозволяет существенно упростить алгоритм управления ценой незначительногоуменьшения массы выводимой полезной нагрузки. Обычно потери массы полезнойнагрузки не превышают долей процента.2.2.1. Модельная задача о выборе программы выведения. Обсудим модельную задачу, впервые поставленную и решенную Д. Е. Охоцимским и Т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
