Kun Q=const, massan muutoksen laki saadaan m(t)=m0-Qt, missä m0 on alkumassa.

Muuttujat oikealla puolella olevien voimien ilmaisuineen määritetään yllä annetuilla kaavoilla.

Järjestelmän (2) 8. yhtälöä kutsutaan ohjelmaksi. Tyypillisesti tämä yhtälö on paloittain tasainen käyrä. Kaikille kahdeksalle muuttujalle on annettava alkuarvot kohdassa t=0.

Kirjoitetaan järjestelmä (3):

(3)

- näille muuttujille on määriteltävä alkuehdot.

Pääasiallinen laskentatapa on numeerinen integrointi. Lisäksi yhtälöitä ratkaistaessa voidaan käyttää analyyttistä menetelmää (peräkkäisten approksimaatioiden (iteraatioiden) menetelmä).

Ohjelman liikerata, ohjelman vaatimukset, optimaalisen ohjelman valintaongelman muotoilu.

Aktiivivaiheen lento-ohjelma on periaatteessa määritelty yhdeksi riippuvuudeksi , tai jokin muu liikkeen ominaisuus. Ohjelmointi voidaan suorittaa ei vain pystytasossa Ох0у0, vaan myös vaakatasossa Ох0z0 sekä spatiaalisille lentoratoille. Yleensä ne tulevat ohjelmistoriippuvuudesta, koska nousukulma on helppo mitata suurella tarkkuudella gyroskooppisilla antureilla. Ohjelma asetetaan ennen aloitusta, eikä sitä säädetä liikkeen aikana. Erityisen kiinnostava on ongelma optimaalisen ohjelman valitsemisesta tämän ongelman ratkaisemiseksi. Päävaatimukset ovat suurimman liikeradan saaminen pienimmällä iskupisteiden hajoamisella.

14.10.05 *

Pisimmän kantaman ohjelman valintaongelma voidaan ratkaista klassisen variaatiolaskennan analyyttisilla menetelmillä melko karkein olettamuksin: jos oletetaan työntövoiman olevan vakio, emme ota huomioon vastusvoimaa, oletetaan gravitaatiokenttä olevan vakio. , yhdensuuntainen, eivätkä ota huomioon hyökkäyskulmia koskevia rajoituksia.

, - nousukulman alkuarvo

Tällainen ohjelma tarjoaa jatkuvan nousukulman koko aktiivisen osan ajan ja raketin kalteva laukauksen. Tätä ohjelmaa ei voida käytännössä toteuttaa.

Kallistuskulman muuttamisohjelmaa valittaessa tulee ottaa huomioon vaatimukset rakenteen riittävän turvamarginaalin varmistamisesta minimipainolla, laukaisuolosuhteisiin liittyvät vaatimukset, liikevakauden varmistaminen jne., joista ei säädetty ongelman ratkaiseminen klassisilla variaatiolaskennan menetelmillä. Ohjelman valinta ottaen huomioon kaikki raketin vaatimukset on yksi vakavista suunnitteluvaiheista. Pysähdytään näihin vaatimuksiin ja mietitään ohjelman valintamenetelmiä. Tarkastelemme yksivaiheisen BR:n tapausta. Tämän ohjelmayhtälön muoto riippuu raketin tarkoituksesta, sen suunnittelusta ja teknisistä parametreista sekä laukaisutyypistä (pysty, kalteva). Lisäksi oikein laaditulla ohjelmalla ohjausjärjestelmän kykyjen mukaisesti (valvontaelinten rajalliset poikkeamat) riippuvuudet pitäisi muuttua sujuvasti, ts. niillä ei ole kulmapisteitä lennon aikana aktiivisessa vaiheessa. Pääsääntöisesti ballistiset ohjukset laukaistaan ​​kantoraketista pystysuoraan ylöspäin siten, että lennon alkukulma ja pystysuora alkuosa toteutuvat ja pysyvät samana tietyn ajan. Ballististen ohjusten pystysuora laukaisu mahdollistaa yksinkertaisimmat kantoraketit ja suotuisat olosuhteet ohjaukselle lentoradan alkuosassa. Jälkimmäinen seikka selittyy sillä, että ballistisen ohjuksen ohjaamiseen, erityisesti kiinteän polttoaineen rakettimoottorin kanssa, käytetään moottorin työntövoimaa, osa päätyöntövoimasta valitaan ohjaukseen. Jos työntövoima ei ole saavuttanut nimellisarvoaan, niin ohjaukseen käytetty osa siitä on myös riittämätön. Kestää useita sekunteja ennen kuin moottori palaa normaalitilaan, ja yleensä se määrittää lentoradan ensimmäisen pystysuoran osuuden keston. Lisäksi pystysuora laukaisu mahdollistaa ballistisen ohjuksen rungon jäykkyysvaatimusten vähentämisen ja siten sen rakenteen painon vähentämisen.

Kuten ensimmäisen vaiheen lentoosuutta analysoitaessa jo todettiin, olemassa olevat rajoitukset sallitulle normaalille ylikuormitukselle, tulevan ilmavirran suurimmalle nopeukselle paineelle tai ensimmäisen ja toisen vaiheen erotushetkellä vallitsevalle suurnopeuspaineelle johtavat. lähes ainoalle hyväksyttävälle ohjaukselle ensimmäisessä vaiheessa, joka varmistaa, kuten jo todettiin, painovoiman käännöksen liikeradan, kun lennon aikana hyökkäyskulma on lähellä nollaa. Yleensä ensimmäisen vaiheen nousukulmaohjelma valitaan viimeisestä ehdosta, mutta mahdollisuudet ovat lähempänä painovoimakääntöohjelmaa. Alkuperäisen negatiivisen hyökkäyskulman valinnan vuoksi (jopa M

Kun vaiheerotusosassa on säilytetty ehto d = 0, optimaalinen laukaisuohjelma voi yleensä vaatia kulman verran ylöspäin hyppäämistä JSC, ensimmäisen ja toisen vaiheen pitch-ohjelmia koskevien erilaisten vaatimusten vuoksi. Vaadittu hyppy voidaan toteuttaa käytännössä pyörittämällä lentokonetta nousussa suurimmalla sallitulla kulmanopeudella |?max" Sitten ohjaus alkaa pienellä vakiopyörimiskulmanopeudella NOIN A). Tuloksena oleva lineaarinen nousukulman muutos ajassa on lähellä (pienet kulmat huomioon ottaen) optimaalista säätöä mallitehtävässä löydetyn nousukulman tangentin lineaarisella muutoksella ajassa.

Hyppykoko JSC vaikuttaa pääasiassa tuloksena olevan kiertoradan korkeuteen ja pyörimisen vakiokulmanopeuteen 0 0 - liikeradan kaltevuuskulmaan aktiivisen osan lopussa.

Asennusprosessin aikana ohjausjärjestelmä eliminoi esiin tulevat kierto- ja kallistuskulmat. Kunto 0 = 0 säilytetään yleensä portaat erotettaessa sekä hyötykuormaa erotettaessa.

Joissakin ohjausjärjestelmissä olemassa olevat suunnittelurajoitukset eivät salli nousukulman derivaatan etumerkin muuttamista, eli ehdon on täytyttävä О 0. Tässä tapauksessa valitsemalla vaaka (0 = 0) ja kalteva (NOIN

Tarkastellaan mahdollisia laukaisukaavioita tietyn kiertoradan korkeudesta riippuen, jonka oletamme varmuuden vuoksi pyöreäksi.

Pääasiallinen yleisesti hyväksytty laukaisujärjestelmä on sellainen, jossa jokainen seuraava vaihe kytketään päälle lähes välittömästi loppuun kuluneen vaiheen jälkeen ja portaiden moottorit toimivat täydellä työntövoimalla. Tätä menetelmää käytetään yleensä

Riisi. 2.6.

suhteellisen matalille kiertoradoille, joiden korkeus on 200 -g 300 km(Kuva 2.7). Riippuen aktiivisen vaiheen ajasta, kullekin lentokoneelle on oma optimaalinen ympyräradan korkeus L?.", jolle maksimi hyötykuorma voidaan laukaista. Kun laukaistaan ​​alemman korkeuden kiertoradalle, hyötykuorma pienenee ilmakehän lisääntyneen jarrutusvaikutuksen vuoksi. Korkeammille kiertoradalle asetettuna hyötykuorman massa pienenee jyrkästi johtuen suurten iskukulmien ilmaantumisesta ylempien vaiheiden lentovaiheessa ja jarrutusvaikutuksen vahvistumisesta. Maan painovoiman jyrkkyyden kasvaessa (kuva 2.8. Jyrkkyyden lisääminen on välttämätöntä korkeiden kiertoratojen saavuttamiseksi).

Jatkuvalla moottorilla toimivien lentokoneiden laukaisemiseen kiertoradalle 500 - 1000 korkeudessa km aktiivisen jakson aikaa tulee pidentää. Tämä voidaan saavuttaa kuristamalla pääkonetta (sallituissa tapauksissa) tai sammuttamalla viimeisen vaiheen pääkone jossain vaiheessa ja jatkamalla lentoa ohjausmoottoreilla, jotka toimivat lentokoneen kiihdyttämiseksi (kuva 2.9). Jälkimmäisessä tapauksessa ohjausmoottoreiden läsnäolon lisäksi

Riisi. 2.7. Jatkuvan kiertoradalle asettamisen kaavio: 1 - ensimmäisen asteen toiminta-osa, 2 - toisen asteen toiminta-osa, 3 - kolmannen asteen toiminta-osa, 4 - pyöreä rata

Riisi. 2.8.

on välttämätöntä, että ne syötetään polttoaineella yhteisistä säiliöistä pääkoneen kanssa. Pienennetyn työntövoiman omaavan lentosegmentin käyttö mahdollistaa kiertoradan korkeuden merkittävän suurentamisen tavanomaiseen lisäysmenetelmään verrattuna (kuva 2.8).

Verrataan lähtöhyötykuorman massa sen maksimiarvoon t, - t r 1 !, ja jokaiselle arvolle t r selvitetään kiertoradan suhteellinen korkeus A = A/,/A/, missä A/ on ympyrän muotoisen kiertoradan korkeus, jolle massahyötykuorma lasketaan t r / käytettäessä lentosegmenttiä, jolla on pienempi työntövoima, ja Aug on ympyränmuotoisen kiertoradan korkeus, jolle sama hyötykuorma lasketaan, kun

Riisi. 2.9. Ruiskutuskaavio lento-osalla alennetulla työntövoimalla: 1 - ensimmäisen vaiheen toiminta-osa, 2 - toisen vaiheen toiminta-osa, 3 - alennettu työntövoiman lento-osa, 4 - ympyräkiertorata

Riisi. 2.10.

moottoreiden jatkuva käyttö täydellä työntövoimalla. Tyypillinen riippuvuus Vastaanottaja = )t r), esitetty kuvassa. 2.10, lähellä lineaarista. Pienillä hyötykuormilla kiertoradan korkeutta voidaan nostaa 2-4-3 kertaa käyttämällä pienen työntövoiman omaavaa lentosegmenttiä.

Huomaa, että tämä laukaisutila on yksi mahdollisista optimaalisista, jotka on tunnistettu malliongelman tutkimuksen aikana, ja ohjausmoottoreiden jatkuva toiminta varmistaa vakauden ja ohjattavuuden laukaisuprosessin aikana.

Kolmas laukaisujärjestelmä olettaa passiivisen lentosegmentin käytön toiseksi viimeisen ja viimeisen vaiheen välillä tai viimeisen vaiheen moottorin ensimmäisen ja toisen polton välillä. Tällä tavalla hyötykuormat voidaan laukaista kiertoradalle melkein missä tahansa korkeudessa.

Tästä kaaviosta on mahdollista tehdä kaksi muunnelmaa. Ensimmäistä käytetään suhteellisen alemmille kiertoradalle, ja se erottuu siitä, että passiivisen osan alussa on pieni positiivinen liikeradan kaltevuuskulma. Tämän kulman ansiosta viimeinen vaihe saavuttaa huippunsa passiivisen osan kulma-alueella, joka on huomattavasti alle 180°. Lähellä apogeea, joka sijaitsee suunnilleen tietyn kiertoradan korkeudella, vaihemoottori käynnistetään nopeuden nostamiseksi ympyrämäiseksi (kuva 2.11).

Riisi. 2.11. Laukaisukaaviot passiivisella osalla: 1 - ensimmäisen vaiheen toiminta-osa, 2 - toisen vaiheen toiminta-osa, 3 - passiivinen osa, 4 - kolmannen vaiheen toiminta-osa, 5 - ympyrärata

Laukaisujärjestelmän toinen muunnos, jota voidaan käyttää millä tahansa käytännön kiinnostavalla kiertoradalla, erottuu passiivisen osan suuresta kulma-alueesta (kulma-alue on 180°). Tätä varten passiivisen osan täytyy alkaa nollaradan kaltevuuskulmasta, eli ensimmäinen aktiivinen osuus päättyy siirtymäradan perigeeeseen, jonka apogee sijaitsee suunnilleen annetun kiertoradan korkeudella (kuva 2.11). Lava on suunnattava oikein ennen kuin moottori käynnistetään.

Vaihtelevan pituisen passiivisen segmentin injektiojärjestelmää voidaan käyttää menestyksekkäästi kaikilla kiertoradoilla, ei vain korkeilla.

UDC 623.4.027

OHJELMAN VALITSEMINEN KÄYTTÖLAITTEEN RAKETTIN TOIMINTAKULMAN MUUTTAMISTA VARTEN

AIR LAUNCH

D. A. Klimovsky Tieteellinen ohjaaja - N. A. Smirnov

Akateemikko M. F. Reshetnevin mukaan nimetty Siperian valtion ilmailuyliopisto

Venäjän federaatio, 660037, Krasnojarsk, ave. niitä. kaasua. "Krasnojarskin työntekijä", 31

Sähköposti: [sähköposti suojattu]

Määritetään ilmalaukaisun kantoraketin ensimmäisen vaiheen nousukulman muuttamisen funktio.

Avainsanat: ilmalaukaisu, nousukulma.

VALINTAOHJELMA PITCH ANGLE RAKETTI ILMANLAISTETUKSELLA

D. A. Klimovskiy Tieteellinen ohjaaja - N. A. Smirnov

Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnojarsk, 660037, Venäjän federaatio Sähköposti: [sähköposti suojattu]

Paperissa määritelty funktio muuttaa ensimmäisen vaiheen raketin nousukulmaa ilmalaukaisulla.

Avainsanat: ilmalaukaisu, nousukulma.

Kantoraketin suunnitteluprosessissa tarve suorittaa lentoratalaskelmia syntyy seuraavissa päätapauksissa:

1. Kantoraketin tärkeimpien suunnitteluparametrien valintavaiheessa (vaiheiden lukumäärä, ponneainekomponenttien valinta, vahvistimiin ladatun polttoaineen massa, alkuperäinen työntövoima-painosuhde jne.);

2. Luotaessa alkutietoja lujuuslaskelmia, lämpölaskelmia, LV-liikkeen dynamiikan laskelmia varten, mukaan lukien laukaisudynamiikka ja vaiheerotuksen dynamiikka jne.

3. Kun laaditaan teknisiä vaatimuksia yksittäisille kantorakettijärjestelmille, kuten ohjausjärjestelmä, propulsiojärjestelmä, pneumohydraulinen järjestelmä, telemetriajärjestelmä jne.

4. Suorittaa tarkastuslaskelmia yksittäisten kantorakettielementtien parametreilla, jotka on määritelty suunnitteluprosessin aikana.

Suurin ongelma on, että kaikki klassiset kantorakettien laskentamenetelmät perustuvat laukaisuohjelmaan, jossa on pystylaukaisu, mikä tekee mahdottomaksi käyttää niitä laskettaessa raketin suoraa laukaisua kantajalentokoneesta, jossa lähtökulmat alkavat 0°. Ylärajaa rajoittavat lentokoneen ominaisuudet.

Tyypillisesti todellisille kantorakettien propulsioohjelmille asetetaan seuraavat vaatimukset:

1) lopullisen nopeuden ja korkeuden varmistaminen;

2) pystysuoran laukaisun mahdollisuus;

3) ylikuormituksen rajoittaminen;

4) parametrien sujuva muutos;

5) hyökkäyskulmien puute transonisilla lentonopeuksilla;

Yritetään määrittää, miltä ilmalaukaisun kantoraketin tulisi näyttää. Ensimmäisinä hetkinä raketti liikkuu alkuperäisellä nousukulmallaan. Sitten tulisi tapahtua käännös nousukulman lisäämisen suuntaan, jotta se kulkee nopeammin ilmakehän tiheiden kerrosten läpi. Seuraavaksi on tarpeen aloittaa nousukulman pienentäminen niin, että sillä hetkellä, kun viimeisen vaiheen moottori sammutetaan, nopeudella on vaadittu kaltevuuskulma paikalliseen horisonttiin. Hyvä näissä olosuhteissa

Ilmailun ja astronautiikan ajankohtaiset ongelmat - 2015. Osa 1

Trigonometriset funktiot "kosini" tai "sini" ovat sopivia. Joten kosinifunktion yhtälö on seuraavassa muodossa:

b(tst) = A co8(ytst +f) + K

jossa 0 on nykyinen nousukulma; A, K, ω, φ ovat parametreja, joilla määritetään, ^ on kulutetun polttoaineen nykyinen suhteellinen massa. Esimerkki vaadittavasta toiminnosta on esitetty kuvassa. 1.

Riisi. 1. Nousukulman muutostoiminto

Neljän tuntemattoman parametrin määrittämiseksi on tiedettävä neljä alkuehtoa:

1) 9(^r0) = 0о = 0mm kohdassa ω^.0+ φ = n; Ts0 - käytetyn polttoaineen suhteellinen massa käännöksen alussa, 0о - alkuperäinen kallistuskulma;

2) 0(Ttk1) = 0k1; tstk1 on ensimmäisen vaiheen käytetyn polttoaineen suhteellinen massa, 0к on ensimmäisen vaiheen lopullinen kallistuskulma;

3) 0 = 0max, jossa ω^ + φ = 0; 0max - suurin nousukulma;

4) Koska kosinifunktio on jaksollinen, on välttämätöntä, että ratkaisu sopii yhteen jaksoon, josta parametri ω vastaa;

Nämä ehdot huomioon ottaen saamme seuraavat tuntemattomien parametrien arvot:

A - max min. k - max min.

arccos I ---l + n

Lopullinen yhtälö on muotoa:

b(|o,t) - A-yct2 +n) + K;

Kaksivaiheisessa kantoraketissa kaltevuuskulmaohjelma 00 = 5°, ot0 = 0,05, 0ы = 30, = 0,733 1, 0k2 = 0, otk2 = 0,925 1 saa muodon (kuva 2).

Tätä yhtälöä voidaan käyttää myös pystysuoralla laukaisulla varustettujen kantorakettien laskemiseen. Kuvassa 3 katkoviiva näyttää klassisen johtamisohjelman, kiinteä viiva näyttää tuloksena olevan lausekkeen.

O 0,2 0,4 0,6 0,8 1

Riisi. 2. Kallistuskulmaohjelma kaksivaiheiselle kantoraketille ilmalaukaisulla

Riisi. 3. Päätösohjelmat: klassinen ja tuloksena olevan yhtälön mukaan

1. Apazov R. F., Sytin O. G. Menetelmät maan kantajien ja satelliittien lentoratojen suunnitteluun. M.: Tiede. Ch. toim. fysiikka ja matematiikka lit., 1987. 440 s.

2. Varfolomeeva V.I., Kopytova M.I. Ballististen ohjusten suunnittelu ja testaus. M.: Voenizdat, 1970. 392 s.

© Klimovsky D. A., 2015

maisterin tutkinnon pääsykokeen suorittamiseen 160700.68 "Lentokonemoottorit"

1. 
   Koordinaattijärjestelmien luokittelu koordinaattien alkupisteen sijainnin perusteella objektiin viitaten. Esimerkkejä raketista.
2. 
   Geosentrinen ja lähtökoordinaattijärjestelmä. Muuntaminen yhdestä toiseen. Peruskulmien käsite. Esimerkkejä raketista.
3. 
   Kytketyt ja nopeuskoordinaattijärjestelmät. Muuntaminen yhdestä toiseen. Peruskulmien käsitteet. Esimerkkejä raketista.
4. 
   Yhtälö I.V. Meshchersky: fyysinen merkitys, oletukset. Ensimmäinen ja toinen tehtävä K.E. Tsiolkovsky: fyysinen merkitys.
5. 
   Vapaan pudotuksen kiihtyvyyden pääkomponentit. Missä olosuhteissa ne on otettava huomioon?
6. 
   Geodeettisen alueen ja lasketun atsimuutin laskenta.
7. 
   Ilmakehän jakautuminen ilman kemiallisen koostumuksen mukaan. Viskositeetin, paineen ja tiheyden muutosten luonne korkeuden mukaan. Lämpötilan luonne muuttuu korkeuden mukaan.
8. 
   Ilmakehän parametrien määrittäminen mielivaltaisessa pisteessä liikeradalla.
9. 
   Aerodynaamisen voiman perusprojektiot nopeudessa ja kytketyissä koordinaattijärjestelmissä. Fyysinen merkitys.
10. 
    Vastuskertoimen rakenne, M:n vaikutus.
11. 
    Nostokertoimen rakenne, M:n vaikutus.
12. 
    Vastuskertoimen kokeellinen määritys.
13. 
    Aksiaalinen ja lateraalinen ylikuormitus: fyysinen merkitys. Asetetut rajoitukset n x Ja n y lentokoneen lentoradalle.
14. 
    Ilma-aluksen toimeksiannon vaikutus aktiivisen osuuden lentoradan tyyppiin.
15. 
    Tärkeimmät rajoitukset valittaessa aktiivisen osan lentorataa.
16. 
    Ohjelma hyökkäyskulman ja nousun muuttamiseen.
17. 
    Paraboliset ja elliptiset liikeradat. Parametrit mielivaltaisessa pisteessä.
18. 
    Ammuksen leviämistä aiheuttavat tekijät. Systemaattiset ja satunnaiset korjaukset: fyysinen merkitys, määritysmenetelmät.
19. 
    Ammusten satunnainen sironta: perusperiaatteet. Hajaantuva ellipsi.
20. 
    Nopeuden riippuvuus lentoetäisyydestä: huomioimatta ilmakehää, huomioimatta homogeenisen ilmakehän, ottaen huomioon todellisen ilmakehän.
21. 
    Optimaalinen heittokulma: fyysinen merkitys. Optimaalisen heittokulman arvo, kun otetaan huomioon ilmakehä ja Maan kaarevuus.
22. 
    Ohjusten luokitus.
23. 
    Kiinteän polttoaineen yksivaiheisen raketin asettelu.
24. 
    Nestepolttoaineella toimivan yksivaiheisen raketin layout.
25. 
    Kiinteän polttoaineen rakettimoottoreiden edut ja haitat verrattuna nestemäisiin raketimoottoreihin.
26. 
    Rakettimoottorin tärkeimmät indikaattorit ja ominaisuudet.
27. 
    Kiinteiden rakettipolttoaineiden luokitus. Antaa esimerkkejä.
28. 
    Nestemäisten rakettipolttoaineiden luokitus. Antaa esimerkkejä.
29. 
    Tärkeimmät menetelmät nestemäisen polttoaineen rakettimoottorin polttokammion ja suuttimen jäähdyttämiseksi.
30. 
    Nestemäisten rakettimoottorien polttokammioiden ja suuttimien päätyypit. Antaa esimerkkejä.
31. 
    Suuttimien päätyypit. Antaa esimerkkejä.
32. 
    Nestemäisten polttoaineiden rakettimoottorien jäähdytysteiden muodot.
33. 
    Vaatimukset ohjusten taistelukärkien suunnittelulle. Pään osien ulkoiset muodot ja vakauttaminen.
34. 
    Tankkeja koskevat vaatimukset. Säiliöiden perussuunnittelukaaviot.
35. 
    Rakettivoimasarja: varret, stringerit ja rungot.
36. 
    Turbopumppuyksikkö. Tarkoitus, koostumus, asettelukaaviot.
37. 
    Menetelmät lentokoneosastojen yhdistämiseksi ja osastojen erottamismenetelmät.
38. 
    8K14-raketin paineenalennuslaitteen suunnittelu ja toiminta.
39. 
    8K14-raketin työntövoiman säätimen suunnittelu ja toiminta.
40. 
    8K14-raketin paineenstabilisaattorin suunnittelu ja toiminta.
41. 
    Nestemäisten rakettimoottorien suunnitelmat.
42. 
    Massan säilymisen laki.
43. 
    Volumetriset ja pintavoimat jatkumomekaniikassa. Stressitensori.
44. 
    Ihanteellisen kaasun massan, liikemäärän ja energian säilymisen lait.
45. 
    Adiabaattiset prosessit. Poissonin adiabaattinen yhtälö.
46. 
    Jarrutusparametrit, kriittiset parametrit.
47. 
    Kaasudynaamiset toiminnot. Niiden käyttö kaasudynaamisten laskelmien suorittamiseen.
48. 
    Ulosvirtaus säiliöstä tietyllä paineella olevaan väliaineeseen.
49. 
    Ihanteellisen kaasun yksiulotteiset epätasaiset virtaukset. Riemannin muunnelmia.
50. 
    Shokkiaaltojen muodostuminen. Fyysinen selitys shokkiaaltojen muodostumiselle.
51. 
    Suhteet nopeuden muutoksiin shokkiaallon aikana.
52. 
    Tiivistysiskut. Hugoniotin ja Poissonin adiabaattien vertailu.
53. 
    Ihanteellisen kaasun taso- ja akselisymmetristen tasaisten liikkeiden perusyhtälöt.
54. 
    Navier-Stokes yhtälöt kokoonpuristumattomalle medialle.
55. 
    Newtonin yhtälö, joka yhdistää jännitystensorin jännitystensoriin.
56. 
    Samankaltaisuuden peruskriteerit. Niiden fyysinen merkitys.
57. 
    Poiseuille-virta. Resistanssikertoimen kaavan johtaminen. Painehäviön laskenta laminaarivirtauksessa.
58. 
    Yhtälöiden johtaminen rajakerrokseen.
59. 
    Kitkajännityksen laskenta tasaisen levyn pinnalla.
60. 
    Siirtyminen laminaarisesta virtauksesta turbulenttiin. Kriittinen Reynoldsin luku.
61. 
    Mikä on järjestelmän sisäinen energia?
62. 
    Anna lyhyt kuvaus termodynamiikan kolmesta periaatteesta.
63. 
    Mitä tarkoitetaan termodynaamisella järjestelmällä, työnesteellä? Anna esimerkkejä termodynaamisista systeemeistä.
64. 
    Mitä tilaa kutsutaan tasapainoksi ja epätasapainoksi?
65. 
    Esitä ihanteellisen kaasun tilayhtälö ja karakterisoi sen jokainen komponentti.
66. 
    Kirjoita termodynamiikan ensimmäisen lain yhtälö ja määrittele laajenemistyön, sisäisen energian, entalpian käsitteet.
67. 
    Harkitse termodynamiikan ensimmäisen lain soveltamista joihinkin erikoistapauksiin, joissa ei tapahdu lämmönvaihtoa ympäristön kanssa, järjestelmän tilavuus ei muutu tai sisäinen energia ei muutu.
68. 
    Kirjoita lauseke avoimen termodynaamisen järjestelmän termodynamiikan ensimmäiselle pääsäännölle. Mistä virtauksen työ koostuu?
69. 
    Mikä on aineen lämpökapasiteetti? Listaa ja karakterisoi laskelmissa käytetyt lämpökapasiteetit. Miten lämpökapasiteetti riippuu lämpötilasta? Mikä on keskimääräinen lämpökapasiteetti?
70. 
    Mitä termodynaamista prosessia kutsutaan sykliksi? Mitä sykliä kutsutaan eteenpäin ja taaksepäin?
71. 
    Mikä on termodynamiikan toisen pääsäännön ydin. Nimeä joitakin sen formulaatioita.
72. 
    Miten entalpia muuttuu palautuvissa ja palautumattomissa prosesseissa?
73. 
    Puristuskoneiden toimintaperiaate. Miten kompressorin suorituskyky määritetään?
74. 
    Anna lämmönsiirtoprosessien luokitus ja pääominaisuudet.
75. 
    Muotoile lämmönjohtavuuden peruslaki.
76. 
    Miten eri kappaleiden jäähdytys- tai lämmitysprosessit lasketaan?
77. 
    Mikä on kriteerien Re, Nu, Pr, Bi, Fo fyysinen merkitys?
78. 
    Esitä kolme samankaltaisuuslausetta.
79. 
    Mitkä tekniset tekniikat voivat vähentää kitkavastusta, kun ne virtaavat kappaleiden ympäri?
80. 
    Kuinka laskea lämmönvaihto kaasun ja sitä ympäröivän kuoren välillä?
81. 
    Perussuunnittelutapaukset. Turvallisuus tekijä. Turvamarginaali.
82. 
    Kiinteiden rakettipolttoaineiden mekaaniset ominaisuudet.
83. 
    Sisään asetettu ontto panos, joka on ladattu palamistuotteiden paineella.
84. 
    Teräpanoksen tarkastus tukipäätä pitkin murskaantumisen varalta.
85. 
    Palamistuotteiden paineella kuormitetun sitoutuneen varauksen laskeminen.
86. 
    Jännitteen keskittyminen varauksessa.
87. 
    Moottorin kotelon lujuuden laskeminen.
88. 
    Peruskuormat, suunnittelutapaukset ja kriteerit nestemäisen polttoaineen rakettimoottorin palokammioelementtien lujuuden arvioimiseksi.
89. 
    Kiinteän polttoaineen rakettimoottorin kotelon pohjan lujuuden laskeminen. Pohjassa olevan reiän vaikutus sen lujuuteen.
90. 
    Nestemäisen polttoaineen rakettimoottorin palotilan laskenta kokonaiskantavuuskyvylle.
91. 
    Mikä on kemiallisen reaktion tasapainovakio? Anna esimerkki.
92. 
    Mikä on kemiallisen reaktion nopeusvakio? Miten se määritetään?
93. 
    Mikä on ehto palamistuotteiden aineseoksen tasapainon alkamiselle.
94. 
    Massatoiminnan laki. Kuinka määrittää kemiallisen reaktion nopeus?
95. 
    Mitä termisellä dissosiaatioreaktiolla tarkoitetaan? Anna esimerkkejä tällaisista reaktioista.
96. 
    Mikä on entalpia? Miten se liittyy aineiden muodostumislämpöön?
97. 
    Mikä on polttoainekomponenttien stoikiometrinen suhde?
98. 
    Mikä on hapettimen ylimääräinen kerroin ja miten se määritetään?
99. 
    Nestemäisten polttoaineiden palamisen aikana tapahtuvat prosessit.
100. 
     Kiinteiden polttoaineiden palamisen aikana tapahtuvat prosessit.

Ohjauspäällikkö 160700.68

Fysikaalisten ja matemaattisten tieteiden tohtori, professori A.V

Raketin propulsioohjelma OUT:ssa

ballististen ohjusten laukaisun ylikuormitus

Ohjattujen ballististen ohjusten (GBM) ja kantorakettien todellisten liikeohjelmien analyysi mahdollistaa likimääräisten ohjelmien luomisen, joita käytetään ohjattujen ohjusten ballistisen suunnittelun ongelmien ratkaisemiseen.

Siten UBR:n ensimmäisissä vaiheissa relaatiolla kuvattu likimääräinen ohjelma on lähellä optimaalista:

Tässä tapauksessa nousukulma voidaan korvata lentoratakulmalla ja käyttää likimääräistä ohjelmaa, joka on hyvin sopusoinnussa todellisten kanssa:

missä on lentoratakulma aktiivisen osan lopussa;

Osaraketin polttoaineen täyttökerroin;

I:nnen aktiivisen vaiheen käyttöpolttoainevarasto;

i:nnen aktiivisen vaiheen laukaisumassa;

Massasekunti i:nnen aktiivisen vaiheen polttoaineenkulutus;

Kätevintä olisi asettaa erilaisia ​​rajoituksia raketin liikeohjelmalle OUT-kohdassa joillekin tunnusomaisille lentoradan osille, riippuen raketin vaiheiden lukumäärästä.

Kuva 4.

1. Kaksivaiheinen raketti (kuva 4).

Optimaalisten ohjelmien valintaan liittyvät laskelmat osoittavat, että kaikissa lennon vaiheissa toisesta alkaen, jolle ei ole asetettu rajoituksia hyökkäyskulmalle, optimaalinen ohjelma on hyvin lähellä lineaarista. Toisen vaiheen lento-ohjelma sisältää seuraavat osat:

"Rauhoittava" osio hetkestä, jonka aikana lento tapahtuu hyökkäyskulmalla. "Rauhoittava"-osio on välttämätön vaiheiden erotessa syntyvien häiriöiden poistamiseksi;

lisäkääntöosa (tarvittaessa) aika ajoin. Tässä osiossa hyökkäyskulma määräytyy lausekkeen mukaan

lentosegmentti, jonka nousukulma on vakio.

Huomautus: Kolmannen ja sitä seuraavien vaiheiden katsotaan lentävän vakiokulmassa.

Kuva 5.

Ballistisen (elliptisen) liikeradan osuuden laskeminen

Raketin sijainti elliptisen osan alussa määritetään laskemalla lentoradan aktiivinen osuus ja tässä laskennan vaiheessa sitä voidaan pitää annetuksi. Raketin liike pisteestä pisteeseen, joka sijaitsee samalla korkeudella tai samalla säteellä, tapahtuu elliptistä kaaria pitkin, symmetrisesti akselin suhteen (kuva 1).

Elliptinen lentoetäisyys on:

Maan vakio.

Kaava optimaalisen lentoratakulman määrittämiseksi aktiivisen osan lopussa, jossa ohjuksen lentoetäisyys elliptisellä osuudella on suurin.

Vertaamalla kulman arvoa yhtälöjärjestelmää (5) ratkaistaessa saatuun arvoon, on tarpeen tarkentaa raketin lento-ohjelmaa OUT-pisteessä ballistisen ohjuksen maksimilentoetäisyyden saavuttamiseksi.

Raketin lentoaika elliptisellä osuudella:

Lentoradan viimeisen (ilmakehän) osuuden laskeminen

Tutkittaessa taistelukärjen liikeparametreja lentoradan passiivisen osan ilmakehän osassa, on tarpeen ottaa huomioon aerodynaamisen vastuksen vaikutus.

Pääosan massakeskipisteen liike suhteessa pyörimättömään maahan nollakohtauskulmassa nopeuskoordinaattijärjestelmän akselin projektioissa kuvataan seuraavalla yhtälöjärjestelmällä (kuva 6):

missä on pääosan massa.

G-tekijät, jotka vaikuttavat rakettiin lennon aikana

Rakettirakenteen lujuutta arvioitaessa on välttämätöntä tuntea paitsi tuloksena olevat ulkoiset voimat, jotka vaikuttavat rakettiin kokonaisuutena, myös niiden yksittäiset komponentit.

Yhtälöjärjestelmää (5) tai (13) ratkaistaessa raketin liikkeen tangentiaaliset ja normaalikiihtyvyydet tunnetaan. Etsitään kiihtyvyyden aksiaaliset ja poikittaiskomponentit kytketystä koordinaattijärjestelmästä (kuva 3).

Ottaen huomioon, että raketin massaan aksiaalisten ja poikittaiskiihtyvyyksien lisäksi vaikuttaa myös painovoiman kiihtyvyys, saadaan pienten muutosten jälkeen rakettiin lennon aikana vaikuttavien aksiaalisten ja poikittaisten ylikuormituskertoimien kokonaiskertoimet. .

Suuret ja ovat puhtaasti lentorataparametreja ja ne määritetään raketin liikkeen yhtälöiden numeerisen integroinnin tuloksena.