- •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.
1.3. Основные этапы процесса параметрического проектирования
Проблема проектирования ракет, в частности с РДТТ, остается сложной в силу того, что изначально содержит в себе проблему необходимости удовлетворения ряда противоречивых требований, вызывающих необходимость компромисса. К таким требованиям можно, к примеру, отнести:
•создание ракеты минимальной стартовой массы; доставку максимального ПГ на заданную дальность (для УБР) или на заданную орбиту ИКО (для PH);
достижение максимальной дальности (для УБР) для заданной массы ПГ или выведение заданной массы ИКО на орбиту максимально возможной высоты и т.д.; минимальную стоимость проектируемой ракеты; максимально широкое использование сложившейся отечественной и зарубежной
технологии при сохранении достаточного уровня надежности и уровня мировой технологии производства; обеспечение минимально возможного рассеивания (максимальной точности попадания в цель) ракеты;
учет заданного диапазона температуры окружающей среды и т.п.
Все перечисленное обусловливает необходимость проведения полного комплекса работ при проектировании любой новой ракеты с ее двигательными установками, поскольку требуется учитывать факторы непрерывного совершенствования технологии производства, принципов и методов проектирования, появления новых топлив, конструкционных и изоляционных материалов и т.д. Кроме того, результаты баллистического проектирования формируют требования к характеристикам используемых топлив, конструкционных и изоляционных материалов на перспективном, не достигнутом к данному моменту уровне; к математическому аппарату; к алгоритмам проектирования на ЭВМ; к характеристикам самих используемых ЭВМ и т.д.
При значительном внешнем разнообразии алгоритмов параметрического проектирования представляется логичным выделить метод, при котором имеют место все основные этапы проектирования. Последнее особенно важно для процесса обучения студентов, инженеров, аспирантов, молодых ученых.
В зависимости от энергетических возможностей ДУ ракеты, массы ПГ и вида и параметров программы тангажа может быть реализована одна из множества траекторий полета, приводящих либо к падению ПГ на поверхность Земли (в этом случае реализуется
траектория УБР класса земля - земля), либо к выведению ИКО в КП (траектория, например, ИСЗ). Схемы траекторий приведены в подразделе 2.10.5.
Алгоритмы, изложенные в учебном пособии, осуществляют параметрическое проектирование, включающее в себя в приводимой постановке:
•предварительное определение степени сложности ракеты (т.е. количество ступеней) и формирование контурного облика ракеты с учетом начальных условий в точке старта ракеты;
определение оптимальных проектных параметров по одному из принятых критериев: детерминированному (дальность или конечная скорость) или стохастическому (вероятность попадания в заданный диапазон дальностей или конечных скоростей);оптимизация может быть осуществлена любым из реализованных на ЭВМ методов, например, методом неопределенных множителей Лагранжа или
методом направленного поиска с использованием теории оптимальных процессов; расчет для полученной ракеты аэродинамических, моментных и центровочных характеристик; получение основных характеристик движения ракеты на АУТ, включая
динамические коэффициенты общего и конкретного вида и характеристики возмущающих сил и моментов; расчет основных характеристик движения ракеты на ПУТ;
расчет характеристик рассеивания и назначение ГЗТ; определение проектно-конструкторских частных производных;
исследование влияния места расположения стартовой позиции на эффективность использования ракеты, применяемой в качестве PH (в плане конверсионного применения боевой ракеты, по какой-либо причине снятой с боевого дежурства).
Вся полученная при работе алгоритмов параметрического проектирования информация является основой для рабочего проектирования ракеты, включая использование конкретно ориентированных подсистем САПР.