Построение модели возмущений и анализ точности вертикального маневра самолета-носителя при десантировании ракеты-носителя

• Автор: Борисов, Андрей Владимирович
• Шифр специальности: 05.07.09
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2006
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 128 с. : ил.

1 Постановка задачи и анализ нормативных ветровых возмущений

1.1 Постановка задачи диссертационного исследования

1.2 Нормативные порывы ветра для расчета самолета на прочность и анализа устойчивости и управляемости при полете на больших углах атаки

1.3 Модель турбулентности атмосферы (ОСТ 1 02514-84)

1.4 Статистические характеристики поля ветров для расчета траекторий ракет-носителей
2 Оценка воздействия порывов ветра на угол атаки и нормальную перегрузку самолета-носителя

2.1 Оценка воздействия вертикального восходящего порыва

2.2 Оценка воздействия горизонтального порыва

2.3 «Критическое» направление порыва

2.4 Приближенный учет действия порыва

2.5 Порыв с градиентным участком нарастания интенсивности

2.6 Маневр самолета-носителя в возмущенной атмосфере
3 Расчет параметров траектории самолета-носителя в точке страгивания при действии порывов на участке вертикального маневра
3.1 Параметры номинальной траектории и модели порывов
3.2 Непрерывный по времени вертикальный восходящий порыв
3.3 Непрерывный по времени вертикальный нисходящий порыв . .
3.4 Импульсный вертикальный восходящий порыв

3.5 Импульсный вертикальный нисходящий порыв
3.6 Концептуальная модель порывов
4 Возможные вариации массы самолета-носителя в точке начала маневра
4.1 Причины возможных вариаций массы самолета-носителя
4.2 Струйный ветер в тропосфере
4.3 Расчет потребной заправки самолета-носителя топливом с учетом известной скорости ветра
4.4 Концептуальная модель вариаций массы самолета-носителя
в точке начала маневра
5 Оценка точности параметров движения самолета-носителя
в точке страгивания ракеты-носителя
5.1 Возможный разброс параметров движения самолета-носителя
в точке начала маневра «Горка»
5.2 Модель возмущений на участках «Горка» и «Перегрузка»
5.3 Уравнения движения самолета-носителя на участках «Горка»
и «Перегрузка». Схема расчета возмущенных траекторий
5.4 Мажоритарные оценки точности параметров движения самолета-носителя в точке страгивания
5.5 Оценка отклонения параметров движения самолета-носителя в эквивалентных вариациях массы выводимой полезной нагрузки
5.6 Статистический анализ возмущенных траекторий самолета-носителя в точке страгивания
Заключение
Библиографический список

Идея воздушного старта ракеты-носителя (PH) с самолета-носителя (СН) привлекает внимание разработчиков ракетно-космической техники последние 30 лет. Работы по созданию средств выведения КА воздушного старта проводятся в России, США, Украине, Израиле.
До настоящего времени реализовано две системы воздушного старта -американские проекты ASAT и Pegasus. Система противоспутниковой борьбы AS АТ создавалась с конца 1970-х гг. в рамках программы СОИ для поражения низкоорбитальных КА. Комплекс включает в состав двухступенчатую твердотопливную PH, КА-антиспутник массой 16 кг и истребитель F-15 в качестве СН [62].
Для оперативного выведения легких КА корпорациями Orbital Sciences и Hercules Aerospace была создана трехступенчатая твердотопливная PH Pegasus массой 18,5 т, запускаемая с доработанного бомбардировщика B-52G в горизонтальном полете, причем ракета с крылатой первой ступенью подвешена под крылом СН. Первый пуск PH Pegasus проведен в 1990 году. Позднее был реализован старт PH Pegasus-XL большей размерности с доработанного пассажирского самолета Tristar L-1011 [72].
В 1970-х гг. ВВС США по программе М-Х исследовалась возможность создания МБР, рассчитанной на воздушное базирование. В качестве СН рассматривался самолет Boeing 747. Каждый такой самолет мог бы нести внутри фюзеляжа три-четыре МБР, которые сбрасываются из хвостовой части фюзеляжа с помощью вытяжных парашютов [47,48,63,68,73,74].
В России работы по авиационным ракетным комплексам были начаты в 1973 г. КБ «Машиностроения» (ныне ГРЦ«КБ имени академика В.П.Макеева»).
Продолжением этой работы в ГРЦ «КБ имени академика В.П.Макеева» стал проект авиационного ракетно-космического комплекса «Аэрокосмос», в котором PH «Штиль-2А» с ЖРД (или PH «Штиль-ЗА») размещается в фюзеляже СН Ан-124РКК (или Ил-76МД) на специальной платформе, которая вытягивается парашютом площадью 20 м2. Ракеты «Штиль-2А» и
Здесь О - вес СН, §, - ускорение силы тяжести, Уу - вертикальная скорость, С“ - производная подъемной силы по углу атаки, Э - площадь крыла, р
плотность атмосферы, V - воздушная скорость, Уу - текущая скорость порыва. В рассматриваемой модели порыва с постоянным градиентом нарастания скорости порыва имеем
<2-зз>

1*=Ь*/У (2.34)
-время полета на участке линейного нарастания скорости порыва.
Уравнение (2.32) можно привести к виду

Здесь обозначено
Т^ + АУ=АУ. (2.35)
Л у у
С£Р6У
А--^. (2.36)
По определению нормальной перегрузки
ау,
-^ = §Апу, (2.37)
поэтому, дифференцируя уравнение (2.35) по времени и производя замену согласно (2.37), получим уравнение для нормальной перегрузки:
с1Дп сМ
Е—-1 + АЕАпу=А-^, (2.38)
01 ей
или с учетом (2.33)
бДп У*
у- + АёДп = А—р-. (2.39)
Л у I
Решение уравнения (2.39), удовлетворяющее начальному условию ДпуО=0) = 0, (2.40)