Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (3-е изд., 2015) (1246992), страница 13
Текст из файла (страница 13)
п.Выбор оптимальной программы управления является одной из главных задач,решаемых при исследовании активного участка. Возможна точная постановкавариационных задач, оптимизирующих заданный показатель качества [2.1, 2.2],однако найти решение удается только численным интегрированием получающихсясложных краевых задач. Поэтому такие задачи решаются с помощью ЭВМ. Длясовременных БЦВМ подобные алгоритмы, как правило, сложны.В этой связи весьма эффективным оказывается подход, основанный на аналитическом решении упрощенных (модельных) вариационных задач, при постановкекоторых учитываются только наиболее важные слагаемые уравнений движения.Такие модельные задачи позволяют выявить структуру оптимального управления,исследовать его характерные свойства и на основе этого строить квазиоптимальныеалгоритмы управления, структурные параметры которых определяются из заданных краевых условий.2.1.
ОСНОВНЫЕ УЧАСТКИ ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТАРассмотрим качественную сторону движения ЛА от момента старта до моментадостижения заданных конечных (терминальных) условий. Траекторию полетаможно разделить на ряд участков, отличающихся по своей специфике. Это участкистарта, полета первой ступени, разделения ступеней, полета последующих ступеней и отделения полезной нагрузки. Здесь используется наиболее принятая терминология, когда первой ступенью называют ракету в целом, второй ступенью —то, что остается после разрыва связей с отделяющейся частью (ускорителем,2.1.
Основные участки траектории полета65блоком) первой ступени, и т. д.; полезной нагрузкой — то, что остается после разрывасвязей с отделяющейся частью последней ступени. (Некоторые авторы пользуютсядругой терминологией, называя ступенями отработавшие отделяющиеся части,а субракетами — остающиеся части, которые продолжают движение на активномучастке).2.1.1. Стартовый участок.
Этот участок начинается в момент поступлениясигнала о начальном перемещении ЛА (на несколько сантиметров), и заканчивается подъемом на высоту нескольких десятков метров. Характер движения настартовом участке и нагрузки, действующие на ЛА, определяются типом стартовогоустройства.Наиболее простой является открытая или частично углубленная наземнаяпусковая установка. Стартовые устройства такого типа использовались для запускапервых баллистических ракет, а в настоящее время применяются главным образомдля запуска тяжелых ракет-носителей. В процессе старта с открытой пусковойустановки на ЛА действуют возмущающие силы и моменты, обусловленныебоковым ветром, погрешностями изготовления, неодновременностью запуска и разнотяговостью двигателей.В настоящее время основным типом стартового устройства для баллистическихракет являются шахтные сооружения, которые позволяют изолировать ракетуот атмосферных воздействий и защитить от поражающих факторов.
Шахтныесооружения делятся на два основных вида: со свободным стартом и со стартомпо направляющим.Свободный старт из шахты подобен запуску с открытой наземной пусковойустановки, однако предъявляет дополнительные требования к системе управления,связанные с обеспечением безударного выхода ракеты из шахты. В этих целях необходимо повышать точность стабилизации движения ракеты на шахтном участкетраектории и выдерживать определенное соотношение диаметров шахты и ракеты.Дополнительное возмущение на ракету в момент запуска оказывает отраженныйпоток истекающих из сопел двигателей газов.Старт ракеты из шахты по направляющим предъявляет менее жесткие требования к системе управления и габаритам шахты, поскольку направляющиепредотвращают возможность удара.
Такой способ запуска баллистических ракетполучил наибольшее применение.Исследование движения ЛА на стартовом участке для всех типов пусковогоустройства, как правило, проводится с помощью ЭВМ. Численное моделированиеимеет своей целью определение возмущающих аэродинамических сил и моментовот ветра, нахождение реакций в опорных поясах (в случае движения по направляющим), уточнение потребных параметров автомата стабилизации, проверкупринятых конструктивных решений по ЛА и пусковой установке.
Так как действиевозмущающих факторов является случайным, то при численном моделированииобычно применяется метод статистических испытаний (с использованием датчикаслучайных чисел для имитации случайных возмущающих воздействий), которыйпозволяет накопить информацию о возможных параметрах движения ЛА настартовом участке.66Глава 2. Активный участок2.1.2. Участок полета первой ступени.
Полет первой ступени проходит в плотных слоях атмосферы и поэтому имеет свои особенности.Прицеливание первых баллистических ракет, например «ФАУ-2», осуществлялось путем поворота вертикально стоящей ракеты до совмещения плоскости I–IIIс направлением заданного азимута. Для такого способа прицеливания необходимоиметь возможность поворота стартового устройства по азимуту, что, безусловно,усложняет его конструкцию. Трудности создания поворотного стартового устройства еще более возрастают с увеличением массы ракеты.Сейчас обычно применяется другой способ прицеливания, основанный на том,что система управления всякий раз сводит к нулю появляющийся угол крена.Поэтому при подготовке к старту вводится начальный угол крена, соответствующий азимуту прицеливания. После выхода ракеты из шахты или отрыва ЛА отназемной пусковой установки, когда снимаются ограничения стартового участкана функционирование системы управления, начинается отработка запрограммированного разворота по крену для совмещения плоскости I–III с заданным азимутомприцеливания.После завершения движения по крену происходит включение начальной программы угла тангажа для отклонения траектории движения ЛА от вертикальной.При этом появляется отрицательный угол атаки порядка нескольких градусов.Управление с ненулевым углом атаки обычно заканчивается к моменту достижениячисла M = 0.8, после чего программа изменения угла тангажа обеспечиваетполет с близким к нулю углом атаки [2.3].
Искривление траектории происходитпод действием силы притяжения, поэтому такое движение обычно называюттраекторией «гравитационного разворота». Если бы при полете в атмосфере уголатаки существенно отличался от нуля, то возникали бы недопустимые поперечныеперегрузки, действующие на корпус ЛА.Движение ЛА на стартовом участке и в атмосфере зависит от начальнойтяговооруженности первой ступени, т. е. отношения земной тяги двигателейпервой ступени к ее начальному весу:n01 =P01,m01 g0где g0 — ускорение силы тяжести на поверхности Земли.
В случае вертикальногостарта начальная тяговооруженность первой ступени должна быть больше единицы. При малой начальной тяговооруженности (n01 = 1.1 ÷ 1.3) струя истекающихгазов успевает существенно воздействовать на стартовое устройство, разгон ЛАоказывается вялым, что приводит к снижению аэродинамического сопротивлениядвижению, но вместе с тем тормозится движение ЛА из-за действия земного притяжения. При большой начальной тяговооруженности (n01 = 2÷3) воздействие струигазов на стартовое устройство заметно уменьшается, аэродинамическое сопротивление возрастает, однако тормозящее действие земного притяжения значительноснижается. Оптимальная величина n01 для баллистических ракет больше, чем дляракет-носителей, поскольку траектории последних являются более пологими.Обычно для многоступенчатых ЛА высота в конце участка работы двигателей первой ступени достигает 40 ÷ 60 км, а скоростной напор составляет2.1.
Основные участки траектории полета67100 ÷ 1000 кгс/м2 [2.4]. Поэтому на участках полета последующих ступеней влияние аэродинамических нагрузок становится пренебрежимо малым и появляетсявозможность управления полетом ЛА с ненулевым углом атаки.Для вычисления траектории полета на борту или при моделировании интегрируются соответствующие уравнения (см. п. 1.8). Выключение двигателей производится после достижения заданной величины некоторого контролируемого функционала, например, определенного значения кажущейся скорости, т.
е. скорости,которую приобрел бы ЛА при отсутствии тормозящего действия гравитационногополя [2.3]. Выключение может осуществляться также по сигналу выгорания одногоиз компонентов топлива. В последнем случае полностью используются энергетические возможности первой ступени, однако возникает необходимость увеличениягарантийных остатков топлива на последующих ступенях для компенсации ожидаемого разброса параметров движения в момент выключения двигателей первойступени.После выключения двигателей ускоритель первой ступени отделяется и совершает баллистический полет по навесной траектории. При входе в плотные слоиатмосферы ускоритель первой ступени, как правило, разрушается под действиемаэродинамических нагрузок и возрастающего давления в баках из-за нагреваостатков компонентов топлива (в случае использования ЖРД).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
