Если параметр в версии 12.00 не используется, - его значение в ИД не изменять!

Ю. Кузнецов

СПЕЦИАЛЬНОЕ ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

по курсу

СИСТЕМНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ

АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ

РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ ЦЕНТРА МАСС

ВСЕАЗИМУТАЛЬНОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

И ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО САМОЛЕТА

НА УЧАСТКАХ ВЫВЕДЕНИЯ И ВОЗРАТА

Версия 12.00

АННОТАЦИЯ

Специальное программное обеспечение (СПО) обеспечивает моделирование движения центра масс двухступенчатой одноразовой РН или всеазимутальной РН, оснащенной многоразовым крылатым ракетным блоком (КРБ) первой ступени, а также одноступенчатого воздушно-космического самолета (ВКС), комбинированная многорежимная двигательная установка которого включает комбинацию воздушно-реактивных (ВРД) и ракетных двигателей.

Для РН моделирование траектории выведения включает расчет "атмосферной" части участка полета, соответствующей участку полета первой ступени (включая полет по баллистической траектории отделившегося РБ) и «безатмосферной» части, соответствующей участку полета второй ступени. Участок автономного полета КРБ всеазимутальной РН дополнительно включает участок маневра возврата и участок крейсерского полета КРБ в район старта с помощью вспомогательной воздушно-реактивной двигательной установки (ВРДУ). Моделирование траектории выведения ВКС включает расчет "атмосферной" части участка полета, соответствующей участку работы ВРД и «безатмосферной» части, соответствующей участку работы ДУ ВКС в режиме ракетного двигателя.

Система дифференциальных уравнений, описывающих движение центра масс ЛА в сферически-скоростной системе координат, связанной с вращающейся Землей, имеет следующий вид

(1)

где проекции векторов кориолисовой и переносной сил вычисляются с помощью уравнений (2) и (3).

=0;

; (2)

;

и

;

; (3)

.

Вектор равнодействующей внешних сил включает в себя:

-силу притяжения Земли, ;

-равнодействующую вектора аэродинамических сил, ;

-равнодействующую силы тяги ДУ, .

Составляющие ускорения силы притяжения в сферической системе координат рассчитываются по следующим формулам

;

; (4)

,

где

. (5)

Составляющие равнодействующей вектора аэродинамических сил в скоростной системе включают:

-силу лобового сопротивления X;

-подъемную силу Y;

-боковую силу Z.

При моделировании полета ЛА в атмосфере используется ряд допущений:

-система управления обеспечивает ориентацию вектора скорости в плоскости тангажа;

-угловые скорости по углам атаки и крена малы, вследствие чего перекрестные аэродинамические связи между каналами тангажа, рыскания и крена отсутствуют;

-координаты центра масс и центра давления лежат в плоскости тангажа.

Перечисленные допущения позволяют при моделировании пространственного движения ЛА в атмосфере не учитывать его аэродинамические характеристики по углу скольжения и за счет этого сократить в два раза объем аэродинамических данных для ЛА типа крылатых ракетных блоков, не обладающих в отличие от обычных РН аэродинамической симметрией по углам и .

Проекции силы лобового сопротивления и подъемной силы на оси скоростной системы координат имеют следующий вид

;

; (6)

,

где q – скоростной напор;

- коэффициенты силы лобового сопротивления и подъемной силы, отнесенные к характерной площади (для РН – это площадь миделя, для КРБ – площадь крыла);

- скоростной угол крена (угол крена относительно местной вертикали).

При расчете составляющих аэродинамических сил последние рассчитываются как произведение коэффициентов силы лобового сопротивления и подъемной силы от угла атаки: и изменения приведенного коэффициента силы лобового сопротивления и подъемной силы или аэродинамического качества от числа Маха: . Нахождение текущего значения параметров Сх, Су, К обеспечивается путем линейной интерполяции таблично заданных значений соответствующих параметров.

Эксплуатационные параметры ВРД рассчитываются путем линейной интерполяции таблично заданных в виде двумерных массивов в функции числа Маха и высоты полета высотно-скоростных характеристик двигателя:

- относительной тяги , где - тяга двигателя на стенде на номинальном режиме (М=0, Н=0, =1.0);

- относительного удельного расхода топлива , приведенного к удельному расходу топлива на стенде на номинальном режиме (М=0, Н=0, =1.0);

-дроссельной характеристики СR(R).

Потери тяги обусловленные установкой ДУ на ЛА учитываются путем введения поправочных коэффициентов, учитывающих характеристики выбранного варианта воздухозаборника и сопла в функции числа Маха Квз.(М) и Кс.(М).

Таким образом, тяга, удельный и секундный расход топлива без учета потерь в воздухозаборнике и сопле могут быть рассчитаны через обобщенные параметры по следующим зависимостям:

где - коэффициент, учитывающий изменение экономичности двигателя при его дросселировании, - режим работы ДУ в долях номинала.

Управление ЛА на атмосферном участке полета производится изменением угла атаки , при этом конструктивные особенности ЛА учитываются путем выставки равнодействующей вектора тяги ДУ в вертикальной плоскости связанной системы координат на угол атаки . Управление ЛА на безатмосферном участке полета производится изменением угла тангажа, который затем пересчитывается в угол атаки,

;

; (7)

,

где - эффективная тяга ДУ, определяемая для ВРД как разность между идеальной тягой собственно двигателя ( ) и потерями ( ), обусловленными установкой двигателя на конкретный вариант ЛА, нерасчетными режимами работы ДУ и пр. Для ЖРД потери эффективной тяги не учитывают, а влияние донного давления учитывается при задании аэродинамических характеристик второй ступени РН.

Функционально модель движения центра масс ЛА включает четыре программы моделирующие соответственно:

-движение центра масс ВКС на "атмосферном" участке полета и КРБ на участке крейсерского полета;

-движение центра масс первой ступени РН на "атмосферном" участке полета;

-движение ВКС и второй ступени РН на "безатмосферном" участке полета;

-пространственное движение центра масс КРБ на участке маневра возврата.

Такое разделение объясняется существенными различиями в законах управления, реализуемых на "атмосферной" и "безатмосферной" части участка выведения, а также различиями в динамике полета ВКС, КРБ и РН в атмосфере.

Например, при расчете параметров движения ЦМ ВКС на участке работы ВРД и КРБ на участке крейсерского полета принята идеология «программированного» движения, реализуемая путем моделирования отдельных типовых операций, на которых с помощью таблицы формируются полетные режимы и аэродинамическая конфигурация ЛА, определяемая положением шасси и закрылков, режимы работы ДУ, настройки автомата стабилизации и моделирующей программы. В частности, программа полета ВКС на атмосферной части участка выведения включает: разбег, выдерживание, уборку шасси, уборку взлетно-посадочной механизации, набор высоты, маневр прохождения трансзвука, выход на режим и полет с постоянным скоростным напором и маневр по тангажу перед запуском ЖРД.

При моделировании "атмосферного" и "безатмосферного" участков полета РН и участке работы ЖРД ВКС, проходящем в верхних слоях атмосферы и космосе, реализуются жесткие временные программы управления углами атаки и тангажа (т.е. углом между продольной осью ЛА ох1 и плоскостью местного горизонта).

В свою очередь пространственное движение КРБ на участке маневра возврата обеспечивается путем задания опорной программы управления углом атаки в функции числа Маха и выбором соответствующих законов управления углами атаки и крена в модели автомата стабилизации, обеспечивающих выдерживание заданного комплекса ограничений, налагаемых н траекторные параметры и режимы нагружения конструкции
КРБ.

При моделировании движения ЛА по ВПП в процессе разбега или пробега, исходная система уравнений заменяется упрощенной системой, состоящей из двух дифференциальных уравнений, описывающих движение центра масс ЛА по плоской поверхности без уклона

(8)

Нагрузки на носовую и главные стойки шасси ( и ) определяются путем решения системы линейных уравнений

;

(9)

Последнее из уравнений представляет собой условие равенства моментов внешних сил относительно центра масс ЛА,

где - силы трения качения пневматиков носовой и главных стоек шасси, равные соответственно: , ;

, - коэффициенты трения качения (для сухого бетонного покрытия и незаторможенных колес: =0.04, для заторможенных: =0.25-0.30);

- расстояние от поверхности ВПП до продольной оси ЛА при обжатых амортизаторах;

– база и вынос колес главных стоек шасси относительно центра масс;

- координаты ДУ и угол ориентации вектора тяги относительно продольной оси ЛА;

- коэффициент подъемной силы и коэффициент момента тангажа относительно центра масс ЛА;

- характерная длина ЛА;

- координаты узла крепления тормозного парашюта в БСК;

- коэффициент Cx и площадь тормозного парашюта;

- угол атаки.

Внимание

При аварийном останове, вызванном ошибками пользователя при изменении исходных данных, для восстановления ИД скопировать соответствующий файл НУ из каталога «нсходные НУ» и отредактировать его расширение.

Если параметр в версии 12.00 не используется, - его значение в ИД не изменять!