Ћекции.ќрг


ѕоиск:




 атегории:

јстрономи€
Ѕиологи€
√еографи€
ƒругие €зыки
»нтернет
»нформатика
»стори€
 ультура
Ћитература
Ћогика
ћатематика
ћедицина
ћеханика
ќхрана труда
ѕедагогика
ѕолитика
ѕраво
ѕсихологи€
–елиги€
–иторика
—оциологи€
—порт
—троительство
“ехнологи€
“ранспорт
‘изика
‘илософи€
‘инансы
’ими€
Ёкологи€
Ёкономика
Ёлектроника

 

 

 

 


≈сли параметр в версии 12.00 не используетс€, - его значение в »ƒ не измен€ть!




ё.  узнецов

 

 

—ѕ≈÷»јЋ№Ќќ≈ ѕ–ќ√–јћћЌќ≈ ќЅ≈—ѕ≈„≈Ќ»≈

по курсу

—»—“≈ћЌќ≈ ѕ–ќ≈ “»–ќ¬јЌ»≈

ј¬»ј÷»ќЌЌќ- ќ—ћ»„≈— »’ —»—“≈ћ

 

–ј—„≈“ ѕј–јћ≈“–ќ¬ ƒ¬»∆≈Ќ»я ÷≈Ќ“–ј ћј——

¬—≈ј«»ћ”“јЋ№Ќќ… –ј ≈“џ-Ќќ—»“≈Ћя

» ¬ќ«ƒ”ЎЌќ- ќ—ћ»„≈— ќ√ќ —јћќЋ≈“ј

Ќј ”„ј—“ ј’ ¬џ¬≈ƒ≈Ќ»я » ¬ќ«–ј“ј

¬ерси€ 12.00

 

јЌЌќ“ј÷»я

 

—пециальное программное обеспечение (—ѕќ) обеспечивает моделирование движени€ центра масс двухступенчатой одноразовой –Ќ или всеазимутальной –Ќ, оснащенной многоразовым крылатым ракетным блоком ( –Ѕ) первой ступени, а также одноступенчатого воздушно-космического самолета (¬ —), комбинированна€ многорежимна€ двигательна€ установка которого включает комбинацию воздушно-реактивных (¬–ƒ) и ракетных двигателей.

ƒл€ –Ќ моделирование траектории выведени€ включает расчет "атмосферной" части участка полета, соответствующей участку полета первой ступени (включа€ полет по баллистической траектории отделившегос€ –Ѕ) и Ђбезатмосфернойї части, соответствующей участку полета второй ступени. ”часток автономного полета  –Ѕ всеазимутальной –Ќ дополнительно включает участок маневра возврата и участок крейсерского полета  –Ѕ в район старта с помощью вспомогательной воздушно-реактивной двигательной установки (¬–ƒ”). ћоделирование траектории выведени€ ¬ — включает расчет "атмосферной" части участка полета, соответствующей участку работы ¬–ƒ и Ђбезатмосфернойї части, соответствующей участку работы ƒ” ¬ — в режиме ракетного двигател€.

 
 

—истема дифференциальных уравнений, описывающих движение центра масс Ћј в сферически-скоростной системе координат, св€занной с вращающейс€ «емлей, имеет следующий вид

 
 

 
 

(1)

где проекции векторов кориолисовой и переносной сил вычисл€ютс€ с помощью уравнений (2) и (3).

=0;

; (2)

;

и

;

; (3)

.

 

¬ектор равнодействующей внешних сил включает в себ€:

-силу прит€жени€ «емли, ;

-равнодействующую вектора аэродинамических сил, ;

-равнодействующую силы т€ги ƒ”, .

—оставл€ющие ускорени€ силы прит€жени€ в сферической системе координат рассчитываютс€ по следующим формулам

 

;

; (4)

,

где

. (5)

—оставл€ющие равнодействующей вектора аэродинамических сил в скоростной системе включают:

-силу лобового сопротивлени€ X;

-подъемную силу Y;

-боковую силу Z.

ѕри моделировании полета Ћј в атмосфере используетс€ р€д допущений:

-система управлени€ обеспечивает ориентацию вектора скорости в плоскости тангажа;

-угловые скорости по углам атаки и крена малы, вследствие чего перекрестные аэродинамические св€зи между каналами тангажа, рыскани€ и крена отсутствуют;

-координаты центра масс и центра давлени€ лежат в плоскости тангажа.

ѕеречисленные допущени€ позвол€ют при моделировании пространственного движени€ Ћј в атмосфере не учитывать его аэродинамические характеристики по углу скольжени€ и за счет этого сократить в два раза объем аэродинамических данных дл€ Ћј типа крылатых ракетных блоков, не обладающих в отличие от обычных –Ќ аэродинамической симметрией по углам и .

ѕроекции силы лобового сопротивлени€ и подъемной силы на оси скоростной системы координат имеют следующий вид

;

; (6)

,

где q Ц скоростной напор;

- коэффициенты силы лобового сопротивлени€ и подъемной силы, отнесенные к характерной площади (дл€ –Ќ Ц это площадь мидел€, дл€  –Ѕ Ц площадь крыла);

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

ѕри расчете составл€ющих аэродинамических сил последние рассчитываютс€ как произведение коэффициентов силы лобового сопротивлени€ и подъемной силы от угла атаки: и изменени€ приведенного коэффициента силы лобового сопротивлени€ и подъемной силы или аэродинамического качества от числа ћаха: . Ќахождение текущего значени€ параметров —х, —у,   обеспечиваетс€ путем линейной интерпол€ции таблично заданных значений соответствующих параметров.

Ёксплуатационные параметры ¬–ƒ рассчитываютс€ путем линейной интерпол€ции таблично заданных в виде двумерных массивов в функции числа ћаха и высоты полета высотно-скоростных характеристик двигател€:

- относительной т€ги , где - т€га двигател€ на стенде на номинальном режиме (ћ=0, Ќ=0, =1.0);

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

-дроссельной характеристики — R (R).

ѕотери т€ги обусловленные установкой ƒ” на Ћј учитываютс€ путем введени€ поправочных коэффициентов, учитывающих характеристики выбранного варианта воздухозаборника и сопла в функции числа ћаха  вз.(ћ) и  с.(ћ).

“аким образом, т€га, удельный и секундный расход топлива без учета потерь в воздухозаборнике и сопле могут быть рассчитаны через обобщенные параметры по следующим зависимост€м:

где - коэффициент, учитывающий изменение экономичности двигател€ при его дросселировании, - режим работы ƒ” в дол€х номинала.

”правление Ћј на атмосферном участке полета производитс€ изменением угла атаки , при этом конструктивные особенности Ћј учитываютс€ путем выставки равнодействующей вектора т€ги ƒ” в вертикальной плоскости св€занной системы координат на угол атаки . ”правление Ћј на безатмосферном участке полета производитс€ изменением угла тангажа, который затем пересчитываетс€ в угол атаки,

;

; (7)

,

 

где - эффективна€ т€га ƒ”, определ€ема€ дл€ ¬–ƒ как разность между идеальной т€гой собственно двигател€ () и потер€ми (), обусловленными установкой двигател€ на конкретный вариант Ћј, нерасчетными режимами работы ƒ” и пр. ƒл€ ∆–ƒ потери эффективной т€ги не учитывают, а вли€ние донного давлени€ учитываетс€ при задании аэродинамических характеристик второй ступени –Ќ.

‘ункционально модель движени€ центра масс Ћј включает четыре программы моделирующие соответственно:

-движение центра масс ¬ — на "атмосферном" участке полета и  –Ѕ на участке крейсерского полета;

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

-движение ¬ — и второй ступени –Ќ на "безатмосферном" участке полета;

-пространственное движение центра масс  –Ѕ на участке маневра возврата.

“акое разделение объ€сн€етс€ существенными различи€ми в законах управлени€, реализуемых на "атмосферной" и "безатмосферной" части участка выведени€, а также различи€ми в динамике полета ¬ —,  –Ѕ и –Ќ в атмосфере.

Ќапример, при расчете параметров движени€ ÷ћ ¬ — на участке работы ¬–ƒ и  –Ѕ на участке крейсерского полета прин€та идеологи€ Ђпрограммированногої движени€, реализуема€ путем моделировани€ отдельных типовых операций, на которых с помощью таблицы формируютс€ полетные режимы и аэродинамическа€ конфигураци€ Ћј, определ€ема€ положением шасси и закрылков, режимы работы ƒ”, настройки автомата стабилизации и моделирующей программы. ¬ частности, программа полета ¬ — на атмосферной части участка выведени€ включает: разбег, выдерживание, уборку шасси, уборку взлетно-посадочной механизации, набор высоты, маневр прохождени€ трансзвука, выход на режим и полет с посто€нным скоростным напором и маневр по тангажу перед запуском ∆–ƒ.

ѕри моделировании "атмосферного" и "безатмосферного" участков полета –Ќ и участке работы ∆–ƒ ¬ —, проход€щем в верхних сло€х атмосферы и космосе, реализуютс€ жесткие временные программы управлени€ углами атаки и тангажа (т.е. углом между продольной осью Ћј ох1 и плоскостью местного горизонта).

 
 

 

¬ свою очередь пространственное движение  –Ѕ на участке маневра возврата обеспечиваетс€ путем задани€ опорной программы управлени€ углом атаки в функции числа ћаха и выбором соответствующих законов управлени€ углами атаки и крена в модели автомата стабилизации, обеспечивающих выдерживание заданного комплекса ограничений, налагаемых н траекторные параметры и режимы нагружени€ конструкции
 –Ѕ.

 

ѕри моделировании движени€ Ћј по ¬ѕѕ в процессе разбега или пробега, исходна€ система уравнений замен€етс€ упрощенной системой, состо€щей из двух дифференциальных уравнений, описывающих движение центра масс Ћј по плоской поверхности без уклона

(8)

Ќагрузки на носовую и главные стойки шасси ( и ) определ€ютс€ путем решени€ системы линейных уравнений

;

(9)

ѕоследнее из уравнений представл€ет собой условие равенства моментов внешних сил относительно центра масс Ћј,

где - силы трени€ качени€ пневматиков носовой и главных стоек шасси, равные соответственно: , ;

, - коэффициенты трени€ качени€ (дл€ сухого бетонного покрыти€ и незаторможенных колес: =0.04, дл€ заторможенных: =0.25-0.30);

- рассто€ние от поверхности ¬ѕѕ до продольной оси Ћј при обжатых амортизаторах;

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

- координаты ƒ” и угол ориентации вектора т€ги относительно продольной оси Ћј;

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

- характерна€ длина Ћј;

- координаты узла креплени€ тормозного парашюта в Ѕ— ;

- коэффициент Cx и площадь тормозного парашюта;

- угол атаки.

¬нимание

ѕри аварийном останове, вызванном ошибками пользовател€ при изменении исходных данных, дл€ восстановлени€ »ƒ скопировать соответствующий файл Ќ” из каталога Ђнсходные Ќ”ї и отредактировать его расширение.

≈сли параметр в версии 12.00 не используетс€, - его значение в »ƒ не измен€ть!





ѕоделитьс€ с друзь€ми:


ƒата добавлени€: 2016-12-05; ћы поможем в написании ваших работ!; просмотров: 366 | Ќарушение авторских прав


ѕоиск на сайте:

Ћучшие изречени€:

Ќаука Ч это организованные знани€, мудрость Ч это организованна€ жизнь. © »ммануил  ант
==> читать все изречени€...

526 - | 452 -


© 2015-2023 lektsii.org -  онтакты - ѕоследнее добавление

√ен: 0.036 с.