Обеспечение управляемости первой ступени ракеты-носителя с использованием расчетных профилей ветра перед пуском

• Автор: Ендуткина, Екатерина Анатольевна
• Шифр специальности: 05.07.09
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2011
• Место защиты: Самара
• Количество страниц: 153 с. : ил.

Содержание
Введение

Определения, обозначения и сокращения

1 Проблема обеспечения управляемости движения PH при действии ветровых возмущений. Задачи исследования

1.1 Состояние проблемы

1.2 Понятие об управляемости и устойчивости движения

1.3 Постановка задачи

2 Математическая модель движения PH с учётом работы системы управления с контуром ограничения углов атаки и скольжения

2.1 Основные предположения о характере движения

2.2 Уравнения возмущённого движения первой ступени PH

2.3 Векторно-матричная модель возмущённого движения первой ступени PH. Оценка управляемости первой ступени PH
2.4 Особенности работы контура ограничения углов атаки и
скольжения
2.5 Динамика атмосферы. Модель ветра
3 Исследование движения первой ступени PH при действии различных ветровых возмущений по результатам моделирования
3.1 Описание программного комплекса моделирования движения
первой ступени PH
3.2 Анализ результатов моделирования движения PH в канале рыскания
3.2.1 Анализ результатов моделирования движения PH при действии «пологого» ветра
3.2.2 Анализ результатов моделирования движения PH при действии
«градиентного» ветра
3.3 Исследование движения PH с крупногабаритным надкалиберным

головным обтекателем
3.3.1 Исследование движения PH при действии «пологого» ветра
3.3.2 Исследование движения PH при действии «градиентного» ветра
3.4 Методика принятия решения о возможности проведения пуска PH
на основании данных зондирования атмосферы перед пуском
4 Формирование профилей ветра со сглаживанием флуктуаций
4.1 Влияние профилей ветра с флуктуациями на движение PH
4.2 Методика формирования моделей расчётных профилей ветра
4.3 Описание программного комплекса формирования расчётных профилей ветра
4.4 Анализ результатов моделирования движения первой ступени PH при действии ветра с расчётными профилями со сглаживанием флуктуаций
5 Исследование движения первой ступени PH при расчёте программы выведения с расчётными профилями ветра со сглаживанием
флуктуаций
5.1 Уравнения возмущённого движения первой ступени PH в случае расчёта программы выведения с расчётными профилями ветра
5.2 Оценка эффективности расчёта программы выведения PH с расчётными профилями ветра со сглаживанием флуктуаций
5.3 Описание метода обеспечения управляемости движения первой ступени PH
5.4 Алгоритм учёта расчётного профиля ветра в программе
выведения PH
Заключение
Библиографический список используемой литературы
Приложение А
Приложение Б

Введение
Современный этап развития ракетно-космической техники характеризуется дальнейшей интенсификацией космических исследований, которые требуют разработки и создания разнообразных космических аппаратов (КА), различающихся как по габаритно-массовым характеристикам, так и по конструктивно-компоновочным схемам. Кроме того, целый ряд проектов космических исследований требует выведения на орбиту сразу нескольких КА, что предъявляет особые требования к конструкции головной части ракеты-носителя (PH), в частности, приводит к применению крупногабаритных надкалиберных головных обтекателей (ГО).
Динамика PH с подобным надкалиберным ГО становится весьма чувствительной к действию ветровых возмущений особенно на атмосферном участке полёта. На атмосферном участке полёта PH при действии ветровых возмущений появляется поперечная, по отношению к корпусу PH, составляющая скорости набегающего потока воздуха. Под действием системы распределенных аэродинамических моментов сил и уравновешивающих их моментов от инерционных сил и сил, создаваемых исполнительными органами системы управления (СУ), происходит изгиб продольной оси PH.
Крупные габариты надкалиберного ГО и изгиб продольной оси PH приводят к смещению центра давления к носу PH, увеличению коэффициента подъёмной силы и, соответственно, к увеличению нагрузок на конструкцию PH.
Для снижения нагрузок на корпус PH в автомат стабилизации (АС) наряду с контурами угловой и нормальной стабилизации вводится дополнительный контур ограничения углов атаки и скольжения. При этом необходимость обеспечения управляемости движения PH приводит к достаточно узкому диапазону допустимых характеристик ветра, при которых возможен пуск PH.

Су - производная коэффициента нормальной силы воздушного руля;
V — относительная скорость PH.
Устойчивость движения PH зависит от суммарной эффективности управляющих органов в заданной плоскости стабилизации. Поэтому целесообразно вместо рассмотрения эффективности отдельных управляющих органов (рулевых органов ЦБ и ББ, воздушных рулей) использовать суммарную эффективность управляющих органов
а 35^ = 2а Зд'ц+4 а 3$б+2а 35^, а уу = уу 5Ц 8ц +4 я у у §6 $ б +2а Уу Зд 5в, а V 2 а V 6ЦГ ^ а у 5 б+ 2 а у 5 д, а Ух 8ъ~^а бцЗц + 4а у у. 5б 8б +2а Зв5в,
а 4 о + ф8 ^ 4 а ^,8 в-
Коэффициенты, стоящие перед величинами 8Ц, 8б, 5в, обозначают
количество установленных в плоскости стабилизации РО на ЦБ, РО на ББ, воздушных рулей соответственно.
Учтены разбросы параметров Р, Рупрц, Рупр б, /хх, 1уу, /гг, Су , Су а, См, С8, их минимальные и максимальные значения определяются выражениями:
Р = РН0М-(1±АР),
Р — Р • ("I + АР ) Р = Р • (1 4- АР )
х упр ц 1 упр ц ном V “ 1 упр ц )5 упр б упр б ном г — упр б
^хх ~ ^хх ном * 0- ~ ^хх )? Iуу Iуу ном * ^уу )5 ^ гг ^ гг ном ’ 0- — ^гг )
с°=с?«»' (1 ± ас; ), с;_=с;ан0м. (1 ± дс;а),
См ~ См ном - АСМ, С, = Сс/ ном ± АСа, где Ршш - номинальное значение параметра Р,