Расчет траектории

Движение летательного аппарата рассматривается как движение материальной точки, масса которой равна массе летательного аппарата и к которой приложены сила тяжести, сила тяги двигателя и аэродинамические силы.

Ограничения по применению программного комплекса следующие:

1 Планер описывается линейными аэродинамическими коэффициентами.

2 Допускается не более 10 переключений (смен формы планера) в процессе полета.

3 Максимальное количество двигателей равно 2 (стартовый и маршевый).

4 Время начала работы маршевого двигателя должно быть не менее времени окончания работы стартового двигателя.

5 Момент отделения стартового двигателя по времени совпадает с моментом окончания его работы.

6 Диапазон высот полета от 0 до 80 км.

Движение летательного аппарата в вертикальной плоскости описывается следующей системой дифференциальных уравнений:

Определение текущего значения силы тяги и секундного весового расхода двигателей производится методом линейной интерполяции таблично заданных функций:

F = F (t);

Если функции секундного весового расхода не заданы, но заданы единичные импульсы двигателей, то перед интерполяцией производится их определение по формулам:

Исходными данными для расчета текущего положения центра тяжести и экваториального момента инерции на текущий момент времени служат зависимости веса аппарата, положения центра тяжести и момента инерции от времени, рассчитанные для варианта с несброшенным головным обтекателем.

Методом линейной интерполяции таблично заданных функций определяются характеристики аппарата на текущий момент времени.

Определение текущих значений параметров планера производится в два этапа. На первом этапе производится линейная интерполяция таблично заданных функций с учетом переключения аэродинамических характеристик в процессе полета. Далее производится пересчет аэродинамических характеристик на текущее положение центра тяжести по формулам:

Расчет балансировочного угла атаки и динамических коэффициентов производится по формулам:

Расчет текущих значений угла отклонения органов управления d производится с учетом текущего участка закона управления:

Движение по дуге окружности радиуса R

Движение с постоянным углом отклонения рулей:

d=const

Движение с постоянным углом наклона траектории:

Движение с заданной перегрузкой n:

Движение с переменным по времени углом отклонения рулей:

В этом случае текущее значение угла отклонения рулей определяется методом линейной интерполяции таблично заданной функции d=d (t).

Расчет текущего значения угла атаки и коэффициента лобового сопротивления аппарата определяется по формуле:

Моделирование баллистических и динамических характеристик ракеты проводится в диалоговом режиме на ПВЭМ с использованием программы TRK.EXE.

На запрос с экрана ПЭВМ последовательно производятся:

1 Загрузка данных.

2 Создание и загрузка копии данных (если это необходимо).

3 Работа с выбранной темой.

Режим работы с моделью:

Ввод параметров планера.

Ввод переключений АБХ.

Ввод параметров двигателя.

Ввод МЦХ.

Ввод начальных условий.

Формирование закона управления.

Контроль закона управления.

Установка режима расчета.

Расчет траектории.

Выход.

Начальные условия для расчета:

Температура воздуха.

Атмосферное давление.

Максимальных угол отклонения рулей.

Начальное время.

Начальная скорость.

Координаты точки старта.

Длина контейнера.

Шаг интегрирования.

Формирование закона управления:

Угол наклона траектории.

Число участков.

Закон управления.

Критерий окончания.

Контроль закона управления:

Проверяются введенные данные (число участков, закон, критерий, угол наклона траектории).

Установка режима расчета:

Устанавливается режим расчета (с углом пеленга или без него).

Расчет траектории:

Производится расчет.

Устанавливается шаг вывода результатов на экран.

Результаты проектирования заносятся в текстовый файл TRK.REZ и выводятся на экран в виде таблицы вида:

T, c

V, м/с

X, м

Y, м

ABAL, град

Nр, ед. g

Fc, Гц

DELT, град

ALFA, град

TET, град

Полученные данные отображаются в графическом виде на экране дисплея и могут быть выведены на бумагу.

При определенных условиях (с целью ускорения выбора параметров ракеты) некоторые шаги расчета могут быть пропущены.

Например, допущение о незначительном влиянии геометрии несущих поверхностей на масс-центровочные характеристики ракеты позволяет осуществить выбор их формы и размеров исходя из требований по частотам и перегрузкам в заданной точке траектории с помощью программы оптимизации (смотри руководство по эксплуатации программы СХ.EXE). Однако далее необходимо выполнить поверочный расчет, начиная с компоновки и кончая моделированием траектории полета.

Для исследования влияния момента включения двигателя на баллистические характеристики достаточно воспользоваться только программой TRK.TXE, не забывая при корректировке времени задержки включения двигателя корректировать аргумент (время) в таблицах масс-центровочных характеристик.

Анализирует результаты расчета. Если они его удовлетворяют, то формирует выходной документ, используя текстовый редактор Word. При неудовлетворительном результате корректирует исходные данные и повторяет цикл расчетов.

Конструктор описывает изделие, может наблюдать схематичные результаты описания модели, происходящие с моделью процессы, а также результаты расчетов различных характеристик модели УР в виде таблиц, отчетов и графиков.