Оперативно-тактическая управляемая ракета
Анализ существующих оперативно-тактических ракет. Выбор ракеты-аналога. Описание элементов конструктивно-компоновочной схемы. Выбор формы заряда и топлива, материалов отсеков корпуса. Расчет оптимального облика твердотопливной баллистической ракеты.
| Рубрика | Военное дело и гражданская оборона |
| Вид | курсовая работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 07.03.2012 |
| Размер файла | 69,5 K |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Размещено на http://www.allbest.ru/
31
Размещено на http://www.allbest.ru/
Введение
Определить параметры оперативно-тактической твердотопливной ракеты, доставляющей полезную нагрузку массой 450кг на дальность не более 400км, при которых масса ракеты будет минимальной.
Под проектированием в данном случае понимается выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты, определение основных массогабаритных характеристик ракеты, методами оптимального проектирования и их анализ.
Курсовой проект состоит из четырёх частей, введения и заключения и двух приложений.
· в ведении, сформулирована задача на данный КП;
· в первой части рассмотрены существующие оперативно-тактические комплексы, приведены ТТХ и ККС ракет оперативно-тактического класса («земля-земля») и СПУ. Выбрана ракета-аналог;
· во второй части проекта приведёно обоснование выбора конструктивно-компоновочной схемы ракеты, материалов, топлива;
· третий раздел посвящен процедуре оптимального проектирования: постановка задачи, метод решения, результаты;
· заключение, даёт краткую оценку проделанной работе и рассказывает о преимуществах трёхмерной модели, полученной в рамках выполнения КП.
В приложениях приводятся результаты поиска оптимального варианта ППП САПР БГТУ РБ, а также чертёж общего вида.
Таким образом, в результате выполнения курсового проекта была спроектирована оперативно-тактическая ракета, то есть, определены её основные тактико-технические характеристики, по которым построен чертеж общего вида.
Летательный аппарат в целом и его конструкция характеризуется комплексом технических, тактических и эксплуатационных свойств, которые определяются назначением аппарата. К конструкции аппарата предъявляются следующие основные требования:
· минимальный вес
· высокая технологичность
· удобство эксплуатации
· высокая надежность
· минимальная стоимость
Требование минимального веса:
Большой вес конструкции влечет за собой увеличение общего веса ЛА или уменьшение массы полезной нагрузки, что снижает его эффективность. Требование минимального веса предусматривает рациональное использование материала в конструкции, что может быть достигнуто правильным выбором материала и силовой схемы.
Требование высокой технологичности:
Технологичностью определяют такие свойства конструкции, при помощи которых в процессе производства ЛА можно достигнуть наиболее высоких производственных показателей: малой трудоемкости, простоты обработки, высокой степени автоматизации и механизации производственных процессов.
Повышению технологичности способствуют:
-расчленение конструкции на агрегаты и отсеки;
-простота конструкции, минимальное число деталей, простые конфигурации деталей, допускающие применение высокопроизводительных процессов (штамповки, прокатки, сварки, литья и т.д.);
-широкое использование деталей и узлов ранее освоенных летательных аппаратов;
-правильный выбор конструкционных материалов с учетом их технологических свойств, минимальный расход материалов.
Требование удобства эксплуатации:
Для того, чтобы эксплуатация ЛА была безопасной, удобной, нетрудоемкой и не требовала излишне сложной системы наземного оборудования, необходимо предусмотреть:
- минимум узлов конструкции и систем, требующих регулировки или настройки в процессе эксплуатации;
- эксплуатационные разъемы и люки, которые обеспечивали бы хороший подход для осмотра и производства всех работ, связанных с монтажом и обслуживанием агрегатов ЛА. Люки по возможности должны иметь легкосъемные крышки, а эксплуатационные разъемы - ограниченное число болтов. Все соединения конструкции должны быть влагонепроницаемыми;
- надежные антикоррозионные покрытия, не требующие контроля за состоянием поверхности конструкции;
- взаимозаменяемость основных узлов конструкции; это упрощает технологию сборки аппарата и ремонт конструкции.
Требования высокой надежности: надежность конструкции обеспечивается вероятностью безотказной работы в течение заданного срока службы. Надежность зависит от сложности конструкции, качества изготовления и условий эксплуатации.
Высокая надежность конструкции достигается строгим учетом реальных условий и возможных отклонений различных параметров (нагрузок, характеристик материалов, технологических процессов и пр.) при производстве и эксплуатации конструкции. Повышению надежности способствует уменьшение числа деталей конструкции.
В процессе проектирований любого изделия существенную роль играет проблема оптимизации принимаемого решения.
Переход в процессе проектирования к поиску оптимального варианта ЛА требует решения многих вопросов, из которых главными являются:
- назначение критерия (критериев) качества проектируемого ЛА;
- построение модели функционирования, позволяющей оценить качество проектируемого ЛА;
- выбор метода оптимизации, дающего возможность из множества допустимых вариантов ЛА отобрать оптимальный.
Критерий качества ЛА, отражая наилучшее выполнение определенного поставленного задания, должен иметь количественное выражение.
Модель функционирования ЛА дает возможность установить связи критерия качества со структурой и параметрами ЛА и формальным путем отыскать структуру и параметры, при которых критерий качества достигает экстремального значения.
Метод оптимизации должен обеспечивать решение поставленной задачи оптимизации на конкретно разработанной модели функционирования ЛА.
1. Техническое задание
1.1 Анализ существующих оперативно-тактических ракет
Проектируемая ракета относится к классу оперативно-тактических ракет. Оперативно-тактические ракетные комплексы (ОТРК) должны обеспечивать высокую мобильность, т.к. предполагаемая область их использования, в первую очередь - локальные конфликты, в которых взаимодействие сторон происходит по разные стороны явно выраженной границы. Поэтому комплексы, как правило, имеют колесное или гусеничное шасси высокой проходимости. Радиус действия ОТРК невелик, следствием чего необходимостью становится обеспечение минимального времени развертывания и свертывания комплекса. В состав комплекса могут входить автомобили РЛС, транспортировки и заряжания ракет, имеющие такой же или аналогичный тип шасси. Стрельба должна производиться из любой местности, а так же при любых погодных условиях. Область применения ОТРК включает в себя точечные, площадные и подземные цели небольшой глубины. Для различных типов целей обычно имеется возможность установки на носитель различных типов БЧ: от осколочных БЧ до ГЧ с ядерным зарядом.
Стратегия ведения вооруженных конфликтов показывает, что одной из существенных их тенденций является стремление противодействующих сторон к максимальному ограничению борьбы на переднем крае, в непосредственном соприкосновении войск в целях сохранения живой силы для нанесения решающего удара и перенесение основного объема операций во вторые эшелоны, что может достигаться применением авиации или ракетных комплексов различного назначения.
Однако, учитывая, что действия авиации не всепогодны и также связаны с людскими потерями, ракетные комплексы остаются наиболее эффективным средством поражения различного типа объектов в любое время суток, года, в любых климатических условиях.
Ракетный комплекс "Ока" (РОССИЯ)
9М714 - твердотопливная одноступенчатая ракета с отделяемой боевой частью. Корпус ракеты изготовлен из армированного углепластика с термозащитным покрытием. Боевые части - различного типа (ракета 9М714 могла оснащаться в т.ч. и ядерной боеголовкой мощностью в 10-50 килотонн). Ракета с обычной БЧ имела индекс 9М714К, с ядерной 9М714В. Стыковка ракетной части с головной частью была выполнена на специальных защелках с фиксаторами, которые при отделении головной части перешибались пиропатронами. Смена головных частей производилась на стартовой позиции за 15 минут. Ракета 9М714 оснащена турбо-генераторным источником питания.
На начальнoм учаcтке тpаектopии ракета 9М714 pазвивала cкopocть в 4 pаза пpевышающую cкopocть звука. Управление на начальном участке траектории осуществлялось поворотом сопел двигателя и решетчатыми аэродинамическими рулями в хвостовой части ракеты. Выcoта баллиcтичеcкoй тpаектopии в наивыcшей тoчке дocтигала 120 км. Cиcтема управления пoзвoляла упpавлять пoлетoм pакеты на вcем егo пpoтяжении, отделение головной части происходило на нисходящем участке траектории в плотных слоях атмосферы. На нисходящем участке траектории скорость полета ракеты достигала 10М, при этом головная часть после отделения падает на цель практически вертикально. Высокая траектория, большая скорость полета и наличие комплекса средств преодоления ПРО делало задачу перехвата ракеты 9М714 практически невыполнимой.
Таблица 2. ТТХ ОТР «9М714»
|
Количество ступеней, шт |
1 |
|
|
Максимальный диаметр, м |
0.970 |
|
|
Длина, м |
7.516 / 7.315 |
|
|
Стартовый вес ракеты, кг |
4630 / 4400 |
|
|
Дальность стрельбы максимальная, км |
400 / 300 |
|
|
Дальность стрельбы минимальная, км |
50 |
|
|
Максимальная высота траектории, км |
120 |
|
|
Точность стрельбы (КВО), км |
0.35 |
Ракета комплекса "Искандер-Э" - твердотопливная, одноступенчатая с неотделяемой в полете головной частью. Ракета управляется на всей траектории полета с помощью аэродинамических и газодинамических рулей. Траектория полета "Искандер-Эа" не баллистическая, а управляемая. Ракета постоянно меняет плоскость траектории. Особенно активно она маневрирует на участке своего разгона и подхода к цели - с перегрузкой от 20 до 30g. Для того чтобы перехватить "Искандер-Э", противоракета должна двигаться по траектории с перегрузкой в два-три раза выше, а это практически невозможно. Большая часть траектории полёта ракеты, изготовленной по технологии 'Стелс' и имеющей малую отражающую поверхность, проходит на высоте 50 км, что также существенно уменьшает вероятность ее поражения противником. Эффект 'невидимости' достигается за счет совокупности конструктивных особенностей и обработки ракеты специальными покрытиями.
Непосредственно на цель ракета выводится c помощью инерциальной системы управления, а затем захватывается автономной корреляционно-экстремальной оптической головкой самонаведения. Принцип действия системы самонаведения "Искандера" состоит в том, что оптическая аппаратура формирует изображение местности в районе цели, которое сравнивается бортовым компьютером с введенным в ходе подготовки ракеты к пуску эталоном. Оптическая головка обладает повышенной устойчивостью к существующим средствам радиоэлектронной борьбы и позволяет производить успешные пуски ракет даже в безлунные ночи, когда нет дополнительной природной подсветки цели, поражая подвижную цель с погрешностью плюс-минус два метра. Подобную задачу, кроме "Искандера", не может решить ни одна тактическая система в мире. Кроме того, оптические системы не нуждаются в сигналах от космических радионавигационных систем, которая в кризисных случаях может быть выключена или выведена из строя радиопомехами. Комплексирование инерциального управления с аппаратурой спутниковой навигации и оптической ГСН позволяет создать ракету, поражающую заданную цель почти в любых мыслимых условиях. Головка самонаведения может быть использована также на баллистических и крылатых ракетах различных классов и типов.
Таблица 3. ТТХ ОТР «Искандер»
|
Дальность стрельбы, км: - минимальная - максимальная |
50 280 |
|
|
Точность стрельбы (КВО),м: - без системы самонаведения - с системой самонаведения |
30-70 5-7 |
|
|
Стартовый вес ракеты, кг |
3800 |
|
|
Масса боевой части, кг |
480 |
|
|
Длина, мм |
7200 |
|
|
Максимальный диаметр, мм : - по бугельным обоймам - по двигателю |
950 920 |
Оперативно-тактический комплекс "Pluton" (ФРАНЦИЯ)
«Pluton» - французский мобильный ракетный комплекс ближнего действия с ракетой, имеющей моноблочную головную часть. Разработка комплекса была начата фирмами "Aerospatiale", "Space and Strategic Systems Division" , "Les Mureaux" в 1960 году. Принят на вооружение французских вооруженных сил в 1974 году.
Комплекс являлся средством поддержки армейских корпусов и дивизий и предназначался для нанесения ударов по войскам и технике противника в районах сосредоточения, стартовым позициям ракет и огневым позициям артиллерии, центрам управления и связи.
Ракета могла оснащаться обычной или ядерной боевой частью (БЧ). В последнем случае применялась плутониевая бомба AN-52. AN-52 испытана 2 июля 1966 году и была первым французским "тактическим" ядерным боеприпасом.
В период с 1974 года было введено в эксплуатацию 30 пусковых установок с ракетами, имеющими различную БЧ. Организационно ракетные комплексы были сведены в полки, каждый из которых имел в своем составе три огневые батареи и батарею материально-технического обеспечения.
Существовало два варианта боеприпаса AN-52, имевшие мощность 15 и 25 Кт (из 80-100 изготовленных боеприпасов AN-52 2/3 имели уменьшенную мощность). Масса ядерной бомбы AN-52, внешне напоминающей подвесной топливный бак, составляла 455 кг, длина - 4,2 м, диаметр - 0,6 м, размах оперения - 0,8 м. Бомба имела тормозной парашют, стандартная высота подрыва составляла 150 м.
Ракета "Pluton" была оснащена твердотопливным двигателем с нерегулируемым соплом и имеющим два режима работы. Работа двигательной установки на первом режиме происходит при старте с ускорением до 10g. Второй (маршевый) режим работы двигателя обеспечивает в конце активного участка скорость до 1100 м/с.
Система управления ракеты инерциальная, упрощенного типа. Блок управления включает гироскоп для определения текущей скорости и положения ракеты в пространстве, а также аналоговое счетно-решающее устройство. Исполнительным устройством системы управления являются аэродинамические рули на концах плоскостей крестовидного стабилизатора.
Для запуска ракеты необходимо было передать информацию о цели в систему управления комплекса. Это производилось с помощью беспилотного летательного аппарата С-20. Подготовка к запуску занимала 10-15 минут. При подлете к цели выдавалась команда на подрыв боевой части.
Ракета и боевая часть транспортировались раздельно в контейнерах на обычных армейских автомашинах. В контейнерах ракета и боевая часть укладывались на специальные ложементы с амортизаторами. Контейнеры герметичного исполнения и имели приборы для контроля микроклимата. Ракета в контейнере укладывается краном на раму ПУ и в таком виде транспортируется. В районе пуска к ракете пристыковывается боевая часть. После произведения запуска контейнер из под ракеты снимается и в дальнейшем может использоваться повторно.
Таблица 4. ТТХ ОТР «Pluton»
|
Длина, м |
7.64 |
|
|
Диаметр, м |
0.65 |
|
|
Масса, кг |
2423 |
|
|
Вид БЧ |
Моноблочная |
|
|
Боевая часть |
Обычная или ядерная 15/25 кТ AN-52 |
|
|
Тип двигателя |
РДДТ |
|
|
Система управления |
Инерциальная |
|
|
Дальность стрельбы, км |
120 |
|
|
Точность стрельбы (КВО), км |
0,15 |
Далее рассмотрены действия одного комплекса, хотя имеется возможность одновременного использования нескольких комплексов, находящихся под управлением единого центра, расположенного в специально разработанном для этих целей автомобиле и оснащенном вычислительной техникой, которая способна управлять действиями всех включенных в наряд сил комплексов. Это расширяет тактические возможности стрельб, так как в динамически развивающихся событиях принимаются наиболее верные решения.
1.2 Выбор ракеты-аналога
На первом этапе необходимо проанализировать известные решения, близкие по проектным характеристикам к требуемым. Из известных решений может быть выбрано одно, впоследствии рассматриваемое как прототип.
В качестве прототипа выбрана одноступенчатая твердотопливная ракета ОТРК малой дальности «Ока» дальностью полета L=400км, стартовой массой Мо=4300кг. и массой полезной нагрузки Мпн=450кг.
2. Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты
2.1 Конструктивно-компоновочная схема
После анализа технического задания, необходимо выбрать конструктивно-компоновочную схему БР, состав элементов этой ККС (отсеков и агрегатов), выбрать материалы отсеков, ракетное топливо и тип заряда, оценить целесообразность применения того или иного технического решения.
От выбора конструктивно-компоновочной схемы существенно зависят масса и дальность проектируемой ракеты.
Тип ракеты -- ракета баллистическая;
Число ступеней -- 1;
Конструктивно-компоновочная схема БР:
Ступень 1:
1 -- Головной отсек;
2 -- Приборы управления;
3 -- Приборный отсек;
4 -- Заряд ТТ;
5 -- РДТТ;
6 -- Хвостовой отсек;
2.2 Описание элементов ККС
1. Головная часть.
Первоначально необходимо выбрать форму головной части. Наиболее часто применяемыми являются следующие формы головных частей:
а) конические
б) конические со сферическим притуплением
в) конические со сферическим притуплением и расширяющимся коническим стабилизатором
г) цилиндро-конические со сферическим притуплением и коническим стабилизатором
От формы ГЧ будут зависят аэродинамические характеристики как самой ГЧ, так и всей ракеты. Основная задача выбора формы ГЧ состоит в том, чтобы снизить ее аэродинамический нагрев при движении в плотных слоях атмосферы на пассивном участке, так как при этом на ГЧ, движущуюся с большими скоростями, действует большой скоростной напор.
Из представленных выше вариантов выбрана коническая форма ГЧ со сферическим притуплением, так как при одинаковой скорости и высоте полета тепловой поток к поверхности ГЧ с притупленным носком меньше, чем к поверхности ГЧ с заостренной вершиной.
Головная часть состоит из корпуса, наконечника и теплозащитного покрытия.
Корпус ГЧ предназначен для размещения боевого заряда и предохранения его от высоких температур в полете. Он состоит из оболочки, подкрепленной шпангоутами. Задний торцевой шпангоут служит для крепления ГЧ к корпусу приборного отсека ракеты при помощи пироболтов (если ГО отделяемый) и направляющих штырей. Направляющие штыри служат для повышения точности центровки стыкуемых отсеков друг относительно друга при сборке. К переднему торцевому шпангоуту крепится краевой шпангоут силовой арматуры наконечника. Если необходимо, то могут устанавливаться промежуточные шпангоуты, которые служат для увеличения жесткости корпуса, работающего на устойчивость. Задний торец корпуса закрывается герметичным днищем, которое крепится на промежуточном шпангоуте при помощи болтового соединения. В днище имеется люк для снаряжения ГЧ. Электрическая связь заряда с системой управления ракеты осуществляется соединительными штепсельными разъемами, установленными на днище корпуса ГЧ.
Наконечник предназначен для уменьшения воздействия тепловых потоков на корпус ГЧ при движении в плотных слоях атмосферы за счет увеличения длины ламинарного участка потока, обтекающего корпус ГЧ.
ТЗП: Если требуется, то на боковую поверхность корпуса наносится ТЗП для предохранения металлического корпуса ГЧ от воздействия высоких температур в полете.
2. Устройство отделения головной части
К системе отделения ГЧ предъявляются следующие требования:
· Безотказное отделение ГЧ с приданием минимума возмущений
· Компактность и малая масса
· Надежное крепление ГЧ к корпусу ракеты
· Простота и безопасность эксплуатации
В качестве устройства отделения ГО выбраны противосопла РДТТ. Это довольно компактная, обладающая приличным быстродействием и надежностью работы система. Она обеспечивает небольшой (по сравнению, к примеру, с расталкивающим устройством отделения), разброс конечной скорости. Принцип работы основан на подборе такой площади проходных сечений противосопел, чтобы при определенном угле наклона их к оси ракеты обеспечить в момент подачи команды на подрыв пироболтов осевую тягу больше тяги самого двигателя и обратную направлению ее действия.
3. Приборы управления
Приборы управления предназначены для осуществления процесса управления ракетой на протяжении всего активного (а в случае неотделяемой головной части, и пассивного) участка траектории БР путем выработки точных и своевременных команд, передаваемых на органы управления. Система управления - инерциальная со спутниковой коррекцией. Выбор осуществляется согласно современным разработкам, которые позволяют увеличить точность стрельбы, существенно не увеличивая массы ракеты.
4. Приборный отсек
В приборном отсеке находятся:
· приборы системы управления
· приборы системы наведения
· источники питания.
Стыковка ГЧ с приборным отсеком осуществляется через передний торцевой шпангоут приборного отсека и стыковочный шпангоут ГЧ. Болты устанавливаются с наружной стороны ракеты через люки, закрываемые крышками. Задним торцевым шпангоутом приборный отсек крепится к двигателю при помощи крепежных элементов и направляющих штырей.
5. Заряд твердого топлива
Заряд твердого топлива (ТТЗ) содержит в своем составе как компоненты горючего, так и компоненты окислителя. Может быть вкладным или скрепленным, а также иметь различную форму поперечного сечения. От начальной формы поперечного сечения зависит конфигурация и величина площади поверхности горения заряда в каждый момент времени. Подбором формы заряда обеспечивают требуемый закон изменения тяги двигателя.
6. Твердотопливный двигатель
Двигатель нормальной схемы, состоит из:
· Корпуса
· Заряда ТТ
· Воспламенительного устройства
· Соплового блока.
Корпус РДТТ представляет собой цилиндрическую оболочку с двумя эллиптическими днищами. Корпус является силовым элементом конструкции двигателя и целиком воспринимает давление в камере сгорания, т.к. ТЗП большой роли в восприятии нагрузок не играет.
Воспламенительное устройство предназначено для воспламенения твердотопливного заряда и располагается в центральном отверстии переднего днища двигателя. Такое расположение обеспечивает равномерный прогрев поверхности топливного заряда продуктами горения пиротехнического состава и позволяет получить более плавное нарастание давление в КС.
Воспламенитель состоит из корпуса, центральной трубки, пиропатрона, основного и промежуточного зарядов. Корпус выполнен из алюминиевого сплава. Данный материал отвечает основным требованиям, предъявляемым к конструкции корпуса воспламенителя: не разрушаться от внутреннего давления со взрывом, сохранять свою конструкцию до конца работы воспламенителя и сгорает во время горения топливного заряда. Боковая и донные стенки корпуса имеют отверстия. Собранный корпус помещен в герметизирующую оболочку из алюминия.
Воспламенительное устройство крепится к днищу двигателя при помощи крепежного элемента.
Органы управления: поворотное сопло с управлением по двум каналам - сопло с двойным упругим уплотнением. Управление осуществляется при помощи рулевых машинок. Управление по крену осуществляется 4-мя двойными сопловыми блоками, работающими на сжатом газе. Ими же БР управляется и на пассивном участке, причем по каналам тангажа, рыскания и крена.
7. Хвостовой отсек
Необходим для защиты соплового аппарата двигателя от набегающего воздушного потока на малых высотах при ненулевых углах атаки, снижая аэродинамическое сопротивление ракеты. Также имеется возможность использования отсека для установки ракеты на пусковом столе. С точки зрения обеспечения минимальной массы - наиболее выгодным является материал, имеющий максимальную удельную жесткость, т.к. необходимо обеспечить устойчивость конструкции. По форме ХО выполняется цилиндрическим. На корпусе в районе рулевой машины для доступа к ней расположен люк с крышкой. Передний торцевой шпангоут уголкового типа предназначен для стыковки ХО с корпусом двигателя.
2.3 Выбор формы заряда и топлива
2.3.1 Выбор формы заряда
Заряд твердого топлива должен удовлетворять ряду требований:
· иметь постоянную или изменяющуюся во времени по определенному закону площадь поверхности горения;
· обеспечивать как можно больший коэффициент заполнения, что уменьшает длину ДУ, а следовательно, и массу ракеты;
· иметь необходимую механическую прочность и, по возможности, защищать стенки камеры от воздействия горячих газов;
· форма заряда должна обеспечить простоту его изготовления.
В качестве ТТЗ использован звездчатый заряд скрепленного типа. Поверхность горения образована внутренним каналом звездообразного сечения. Горение заряда происходит только по внутренним поверхностям, что создает хорошие условия для предохранения стенок камеры сгорания от нагрева. Взаимодействие продуктов сгорания с корпусом РДТТ происходит только по внутренним стенкам обоих днищ. Поэтому на них наносится ТЗП. В таком заряде поверхность горения постоянна, однако на последней стадии горения может происходить дегрессивное догорание остатков топлива. Этот недостаток устраняется применением пенопластовых вставок между цилиндрической частью корпуса и зарядом между «лучами» звезды.
2.3.2 Выбор топлива
Требования к твердому топливу чаще всего определяется необходимостью создания ракеты с высокой надежностью, минимальными габаритами и стартовой массой. Требования, предъявляемые к следующим характеристикам ТРТ:
1)Энергетические характеристики.
Обеспечение высокой энергетической эффективности двигательной установки является важнейшим требованием к топливу, которое при большой плотности должно обеспечивать получение высокого удельного импульса.
При постоянной массе топлива повышение его плотности приводит к уменьшению объема камеры сгорания и ее массы.
2)Внутрибаллистические характеристики.
Топливо должно обеспечивать устойчивое и закономерное горение в условиях требуемых давлений в камере сгорания.
Для повышения устойчивости рабочих процессов в двигателе необходимо минимальная зависимость скорости горения от давления и начальной температуры заряда. Изменение скорости горения означает соответствующее изменение газообразования и давления в камере сгорания, определяющих как устойчивость работы самого двигателя, так и точность получения ожидаемой тяги двигателя по времени.
3)Физико-механические свойства.
Физико-механические свойства должны обеспечивать возможность создания заряда необходимой конфигурации и сохранение зарядом заданной формы и сплошности в процессе хранения, воспламенения и горения. Топлива, используемые для зарядов, скрепленных с корпусом двигателя, должны быть достаточно эластичными, чтобы не происходило разрушение заряда под действием термических напряжений или при деформации под действием давления полетных перегрузок. Особенно высокие требования предъявляются механическим свойствам ТРТ для последних ступеней многоступенчатых ракет, заряды которых подвергаются интенсивным вибрациям более длительное время и испытывают большие ускорения, чем заряды первых ступеней. ТРТ должны обеспечивать работоспособность двигательной установки в течение всего срока эксплуатации в заданном температурном диапазоне.
4)Топливо должно меньше действовать (разрушающе) на материалы двигательной установки.
В настоящее время не существует топлива, отвечающего всем предъявляемым требованиям. В связи с этим возникает потребность выбора топлива с наилучшими показателями.
В проекте в качестве топлива было выбрано предложенное в пакете ППП САПР РБ «условное смесевое топливо №3» с такими характеристиками:
· Плотность 1770 кг/м3;
· Стандартный удельный импульс 2400 м/с;
· Температура в камере сгорании 3200 К.
Смесевое твердое топливо представляет собой многокомпонентную гетерогенную смесь окислителя, горючего-связующего и различных добавок, способную к закономерному горению без доступа кислорода извне с выделением значительного количества энергии. При разработке рецептур топлив имеется возможность использовать более широкий круг исходных компонентов. Это позволяет получать более высокие энергетические показатели, чем, например, в нитроцеллюлозных топливах.
3. Выбор материалов отсеков корпуса
Для изготовления отсеков чаще всего используют легкие алюминиевые сплавы. Титановые сплавы и нержавеющие стали при изготовлении «сухих» отсеков применение находят гораздо реже, так как сравнительный анализ показывает, что хотя алюминиевые сплавы и уступают сталям и титановым сплавам по удельной прочности, но приближаются к ним по удельной жесткости, а с точки зрения обеспечения минимальной массы наиболее выгодным является материал, имеющий максимальную удельную жесткость, т.к. необходимо обеспечить устойчивость конструкции.
Алюминиевые сплавы делятся свариваемые (АМг6 и т.п.) и не свариваемые (Д16Т и т.п.). Они имеют лучшие, чем у титановых и стальных сплавов, пластические свойства, что обеспечивает возможность получения профилей практически любых сечений, листов малой толщины и т.д. При этом алюминиевые сплавы можно отнести к относительно дешевым и недефицитным.
Критерий, позволяющий сравнивать материалы по массе, должен включать в себя соотношение между прочностью материала и его плотностью.
В соответствии с рекомендациями по выбору материалов отсеков (приложение 3), для отсеков проектируемой ракеты выбраны следующие материалы:
· Головной отсек, приборный и хвостовой отсеки - алюминиевый сплав АМг6.
· Двигатель РДТТ - органопластик.
4. Расчет оптимального облика ракеты
4.1 Постановка задачи оптимального проектирования
Требуется найти такой вариант РБ с РДТТ с массой полезной нагрузки Мпн=450кг и максимальной дальностью L=400км, для которого заданная целевая функция -- стартовая масса, выражающая критерий оптимальности, принимает наименьшее значение.
Ограничения второго рода (ограничения на функцию, которые выбираются в соответствии с требованиями ТЗ):
· дальность L=400км
Варьируемые параметры:
· Относительная масса топлива (мт);
· Тяговооруженность (TVP);
· Давление в камере сгорания (Рк);
· Давление на срезе сопла (Pa);
Именно эти параметры оказывают сильное влияние на целевую функцию (в отличии от других) в нашем случаи массу, поэтому мною были выбраны именно они. Давление в камере сгорания определяет работу двигателя и непосредственно связано с такими характеристиками, как удельный импульс и массовое совершенство двигателя, от которых зависит в основном эффективность ракеты в целом. Давление (Pк), отвечающее минимуму стартовой массы при заданных L и Мпн, зависит, в основном, от свойств топлива и относительных длин зарядов. Ракеты с РДТТ могут обладать хорошими характеристиками только при определенных сочетаниях свойств топлива, формы заряда и относительной длины заряда.
Ограничения первого рода на варьируемые параметры выбираются в соответствии с физическими ограничениями:
мт=(0..1)
TVP1>1
Рк=(10..200)е5
Pa=(0..1)e5
4.2 Решение задачи оптимального проектирования
Решение задачи оптимального проектирования осуществляется на базе программы оптимизации ППП «САПР РБ».
Оптимизация проводится методом Шкварцова. Решением задачи оптимального проектирования РБ является определение вектора варьируемых параметров, принадлежащего допустимой области и обеспечивающего наименьшее значение целевой функции Мо.
4.3 Описание полученного варианта и его анализ
В результате реализации процесса поиска оптимального варианта РБ при помощи программы ППП САПР РБ найден такой набор параметров, при котором целевая функция (стартовая масса) принимает наименьшее значение. Данному набору параметров соответствует следующий вариант ракеты.
Основные параметры полученного варианта ракеты:
Дальность L=400 км
Стартовая масса Мо=2609 кг
Диаметр d=0,75 м
Длина l = 5.645м
Относ.масса топл. Мт=0, 67035
Тяговооруженность TVP=2.74552.7455
Давление в КС Pk=0.38997E+07
Давление на срезе Pa=49089 Па
Более подробно результаты проектирования отображены в Приложении 1.
Давление Рк, отвечающее минимуму стартовой массы ракеты при заданных L и Мпн, зависит, в основном, от свойств топлива, относительной длины заряда. Увеличение Рк приводит к увеличению удельной тяги двигателя РДТТ. Но с повышением давления в камере растет масса конструкции двигателя, т.к. потребная толщина несущей оболочки камеры сгорания РДТТ прямо пропорциональна давлению Рк.
Увеличение тяговооруженности приводит к увеличению расхода топлива, соответственно, к увеличению массы ракеты, но известно, что чем больше TVP, тем больше ускорение ракеты, тем быстрее ракета достигнет заданной конечной скорости. Следовательно, существует экстремум - оптимальное значение TVP.
Если давление на срезе сопла не совпадает с давлением окружающей среды, то при данном режиме истечения имеем потери на нерасчетность. Полученное оптимальное давление на срезе около 49000 Па, что характерно для средних и больших высот. Таким образом, на малых высотах есть неоптимальность использования топлива.
Заключение
В данном курсовом проекте осуществлен синтез облика одноступенчатой твердотопливной баллистической ракеты, удовлетворяющей требованиям технического задания. В качестве прототипа была ракета ОТРК «Ока». При сравнении полученного варианта ракеты с прототипом видно, что полученный вариант ракеты более чем на 1 тонну легче. В качестве возможных объяснений этому можно предположить следующее:
· Тяговооруженность прототипа значительно превышает полученное значение 3. Скорее всего, прототип имеет TVP порядка 5-8. Такие тяговооруженности можно обеспечить поднятием давления в КС и увеличением расхода топлива. И то, и другое приводит к росту массы.
· Кроме того, на прототипе реализована возможность выхода на активном участке из плоскости стрельбы, на что тоже требуется наличие некоторого «дополнительного» запаса топлива.
· Из-за большего количества топлива и при приблизительно равном удлинении ракет (около 6) диаметр прототипа больше. Это увеличивает потери на аэродинамическое сопротивление.
· Двигатель прототипа имеет 4 сопла. Есть потери, обусловленные турбулентными завихрениями при входе в сопловой блок.
Список использованных источников
1. В.В. Шкварцов «Основы автоматизированного проектирования ЛА». Учебное пособие. СПб 2007г.
2. В.И Моссаковский “Прочность ракетных конструкций” 2010 год
3. Н.Ф. Краснов “ Аэродинамика тел вращения” 2006 год
4. Разумеев В.Ф., Ковалев Б.К. Основы проектирования баллистических ракет на твердом топливе. М.: Машиностроение. 2006.
5. Фахрудинов И.Х. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. М.: Машиностроение. 2007.
Приложение
Текст файла Rez.dat
(аналог)
ППП САПР РБ. Версия 02.08
Подпрограмма VDSSS - исходные данные
PUS/V0=0.0000000E00,H0=0.0000000E00/
PUS/U0=1.5700000E00,SIG=2.0000000E02/
PUS/TTK=6.8000000E-01/
EFF/LC=3.5000000E02,SC=1.8000000E02/
EFF/DP=2.0000000E05,P=8.0000000E-01/
EFF/U=9.0000000E-01,H=0.0000000E00,NBG1=1.0000000E00/
NSTUP=1/MT=7.0000000E-01,TVP=3.0000000E00,DST=9.7000000E-01/
NSTUP=1/KUPR=1.0000000E00,PRM1=0.0000000E00,PRM2=0.0000000E00/
J=1/MNOS=4.5000000E02,D2=9.7000000E-01/
J=1/LNOS=2.0000000E00,HN=1.0000000E-01/
J=4/ROM=2.6400000E03,SIB=3.2000000E08,SI2=1.7000000E08/
J=4/E=6.8000000E10,KPU=2.7000000E-01/
J=5/ROT=1.7700000E03,IST=2.4000000E03/
J=5/NIZ=1.1700000E00,Z=2.6500000E-01/
J=5/U1=1.1000000E-05,NU=4.3000000E-01,VPR=1.5000000E02/
J=5/KZD=5.0000000E-01,KZCD=4.0000000E-01,LUCH=6.0000000E00/
J=6/PK=4.0000000E06,PA=1.0000000E05,NS=4.0000000E00/
J=6/KUS=5.0000000E-01,KPI=9.8500000E-01/
J=6/ROM=7.8000000E03,SIB=1.2000000E09,F=1.3000000E00/
J=7/ROM=2.6400000E03,SIB=3.2000000E08,SI2=1.7000000E08/
J=7/E=6.8000000E10,KPU=2.7000000E-01/
VCS: Входной контроль ошибок не обнаружил
Общие параметры ракеты
MLAP= 3.355E+03 LLAP= 5.046E+00 MPN = 4.500E+02 DLAP= 9.700E-01
DALN= 4.088E+05 VK = 1.915E+03 HAPG= 1.006E+05
Параметры ступеней
n=1 M0ST= 3.355E+03 LSTP= 5.046E+00 MTOP= 2.348E+03 MT = 7.000E-01 RPUS= 9.870E+04
TVP = 3.000E+00 I0 = 2.245E+03 IP = 2.490E+03 RASH= 3.905E+01 DST = 9.700E-01
Работает программа случайного поиска оптимума aaspoi v1.6
oптимизация проводится по 4 параметрам,
используются 6 регулярных шагов
Таблица результатов содержит графы:
kod - тип точки
aas1111 - удачный шаг
aas2222 - неудачная начальная точка
aas5555 - исследование окресностей оптимума
aas7777 - окончание оптимизации
aas8888 - прекращение оптимизации l < 1
aas9999 - прекращение оптимизации по времени
tim - время поиска (в секундах)
nu - число удачных шагов
nt - общее число шагов
cf - целевая функция
dcf - приращение целевой функции
x(i) - значения варьируемых параметров
--------------------------------------
¦ kod ¦ tim ¦ nu ¦ nt ¦ cf ¦ dcf ¦ x(i) ¦
--------------------------------------
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 1 ¦ 1 ¦ 3354.7 ¦-.10000E+31¦ .70000 , 3.0000 , .40000E+07, .10000E+06, ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 2 ¦ 2 ¦ 3350.6 ¦-4.1575 ¦ .69811 , 2.6925 , .40915E+07, 99552. , ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 3 ¦ 3 ¦ 3336.9 ¦-13.622 ¦ .69574 , 2.5563 , .42260E+07, 99818. , ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 4 ¦ 8 ¦ 3328.6 ¦-8.3167 ¦ .69419 , 2.4844 , .43385E+07, 99891. , ¦
¦ aas1111 ¦ 3 ¦ 5 ¦ 22 ¦ 3312.3 ¦-16.298 ¦ .69246 , 2.4607 , .44325E+07, .10050E+06, ¦
¦ aas1111 ¦ 5 ¦ 6 ¦ 72 ¦ 3312.2 ¦-.11694 ¦ .69246 , 2.4593 , .44332E+07, .10046E+06, ¦
¦ aas1111 ¦ 6 ¦ 7 ¦ 91 ¦ 3312.2 ¦-.29297E-01¦ .69242 , 2.4676 , .44413E+07, .10034E+06, ¦
¦ aas1111 ¦ 8 ¦ 8 ¦ 113 ¦ 3309.3 ¦-2.9275 ¦ .69220 , 2.4690 , .44470E+07, 99121. , ¦
¦ aas1111 ¦ 8 ¦ 9 ¦ 115 ¦ 3308.2 ¦-1.0273 ¦ .69211 , 2.4721 , .44506E+07, 98230. , ¦
¦ aas1111 ¦ 8 ¦ 10 ¦ 116 ¦ 3306.9 ¦-1.2893 ¦ .69206 , 2.4647 , .44455E+07, 97688. , ¦
¦ aas1111 ¦ 9 ¦ 11 ¦ 134 ¦ 3306.2 ¦-.76880 ¦ .69198 , 2.4723 , .44519E+07, 97417. , ¦
¦ aas1111 ¦ 11 ¦ 12 ¦ 160 ¦ 3304.8 ¦-1.4158 ¦ .69190 , 2.4764 , .44542E+07, 97335. , ¦
¦ aas1111 ¦ 11 ¦ 13 ¦ 167 ¦ 3304.6 ¦-.18774 ¦ .69194 , 2.4803 , .44505E+07, 96599. , ¦
¦ aas1111 ¦ 12 ¦ 14 ¦ 181 ¦ 3303.7 ¦-.87109 ¦ .69176 , 2.4942 , .44678E+07, 95583. , ¦
¦ aas1111 ¦ 12 ¦ 15 ¦ 183 ¦ 3303.1 ¦-.63672 ¦ .69178 , 2.4961 , .44624E+07, 95233. , ¦
¦ aas1111 ¦ 12 ¦ 16 ¦ 186 ¦ 3301.5 ¦-1.5957 ¦ .69191 , 2.4962 , .44397E+07, 94573. , ¦
¦ aas1111 ¦ 12 ¦ 17 ¦ 187 ¦ 3300.5 ¦-.93188 ¦ .69192 , 2.4890 , .44302E+07, 94124. , ¦
¦ aas1111 ¦ 12 ¦ 18 ¦ 188 ¦ 3300.3 ¦-.18530 ¦ .69204 , 2.4833 , .44145E+07, 93341. , ¦
¦ aas1111 ¦ 13 ¦ 19 ¦ 202 ¦ 3297.9 ¦-2.4656 ¦ .69190 , 2.4897 , .44167E+07, 92584. ,
¦ aas1111 ¦ 15 ¦ 20 ¦ 243 ¦ 3297.5 ¦-.38428 ¦ .69187 , 2.4900 , .44176E+07, 92481. , ¦
¦ aas1111 ¦ 16 ¦ 21 ¦ 246 ¦ 3296.7 ¦-.76563 ¦ .69168 , 2.4824 , .44297E+07, 92169. , ¦
¦ aas1111 ¦ 17 ¦ 22 ¦ 261 ¦ 3296.3 ¦-.37866 ¦ .69176 , 2.4671 , .44141E+07, 91851. , ¦
¦ aas1111 ¦ 17 ¦ 23 ¦ 266 ¦ 3293.7 ¦-2.6213 ¦ .69170 , 2.4655 , .44046E+07, 91155. , ¦
¦ aas1111 ¦ 18 ¦ 24 ¦ 285 ¦ 3293.1 ¦-.61743 ¦ .69166 , 2.4616 , .44039E+07, 90968. , ¦
¦ aas1111 ¦ 20 ¦ 25 ¦ 322 ¦ 3293.1 ¦-.53711E-01¦ .69165 , 2.4612 , .44047E+07, 91119. , ¦
¦ aas1111 ¦ 22 ¦ 26 ¦ 354 ¦ 3293.0 ¦-.10327 ¦ .69167 , 2.4622 , .44023E+07, 91184. , ¦
¦ aas7777 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 404 ¦ 3293.0 ¦ .00000 ¦ .69167 , 2.4622 , .44023E+07, 91184. ,
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 405 ¦ 3311.8 ¦ 18.855 ¦ .69267 , 2.4622 , .44023E+07, 91184. , ¦
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 406 ¦ 3274.2 ¦-18.716 ¦ .69067 , 2.4622 , .44023E+07, 91184. , ¦
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 407 ¦ 3291.5 ¦-1.4197 ¦ .69167 , 2.4822 , .44023E+07, 91184. , ¦
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 408 ¦ 3294.1 ¦ 1.1975 ¦ .69167 , 2.4422 , .44023E+07, 91184. , ¦
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 409 ¦ 3300.3 ¦ 7.2998 ¦ .69167 , 2.4622 , .44423E+07, 91184. , ¦
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 410 ¦ 3285.6 ¦-7.3328 ¦ .69167 , 2.4622 , .43623E+07, 91184. , ¦ракета оперативный тактический конструктивный
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 411 ¦ 3292.7 ¦-.24292 ¦ .69167 , 2.4622 , .44023E+07, 92634. , ¦
¦ aas5555 ¦ 25 ¦ 26 ¦ 412 ¦ 3293.2 ¦ .24854 ¦ .69167 , 2.4622 , .44023E+07, 89734. ,
-------------------------------------------
Результаты поиска : Целевая функция cf= 4292.952
Общее число шагов 412
Число удачных шагов 26
Время поиска 25
Массив параметров x(k) :
.69167 , 2.4622 , .44023E+07 , 91184. ,
Программа случайного поиска работу закончила
Распечатка файла данных.
ЛА / MLAP= 4.293E+03; LLAP= 4.953E+00; MPN = 4.500E+02; DLAP= 9.700E-01 /
/ DALN= 4.000E+05; CNLA= 1.000E+03; SIG = 2.000E+02; TTR = 5.000E-01 /
/ SHRT= 0.000E+00; AZMT= 1.570E+00; QRAZ= 0.000E+00; V0 = 0.000E+00 /
/ U0 = 1.570E+00; DL0 = 0.000E+00; H0 = 0.000E+00; T0 = 0.000E+00 /
/ DT = 0.000E+00; VK = 1.841E+03; TTK = 6.800E-01; DK = 3.262E+04 /
/ HK = 3.172E+04; VBH = 1.423E+03; UBH =-2.326E-01; HBH = 9.500E+04 /
/ VBZ = 2.015E+02; UBZ =-1.283E+00; MMD = 1.449E+03; VMD = 1.126E+03 /
/ DMIN= 1.658E+05; HMD = 1.917E+04; QMD = 6.422E+04; CXMD= 2.218E-01 /
/ TAPG= 1.950E+02; VARG= 1.384E+03; DAPG= 2.004E+05; HAPG= 1.008E+05 /
/ TOBR= 1.872E+03; HPRG=-6.269E+06; UTZP= 0.000E+00 /
Stup 1 / M0ST= 4.293E+03; LSTP= 4.953E+00; MTOP= 2.278E+03; MT = 6.917E-01 /
/ RPUS= 7.951E+04; TVP = 2.462E+00; I0 = 2.273E+03; IP = 2.530E+03 /
/ RASH= 3.095E+01; MPN = 0.000E+00; DST = 9.700E-01; XT = 2.500E+00 /
/ YZ = 6.000E+05; TAUP= 0.000E+00; Q1 = 8.233E+04; NX1 = 3.650E+00 /
/ MU1 = 4.400E-01; T1 = 2.854E+01; Q2 = 4.157E+04; NX2 = 8.826E+00 /
/ MU2 = 6.300E-01; T2 = 1.010E+02; UA1 =-2.606E-01; UA2 = 1.075E+00 /
/ VK = 1.841E+03; TTK = 6.800E-01; DK = 3.262E+04; HK = 3.172E+04 /
/ TAU = 7.248E+01; MK = 1.015E+03; UAS = 3.000E-02; XD1 = 3.524E-01 /
/ XD2 = 4.769E-01; CX1 = 2.959E-01; CYA1= 3.144E+00; M1 = 2.440E+00 /
/ HRS1= 1.188E+04; CX2 = 1.940E-01; CYA2= 3.550E+00; M2 = 4.856E+00 /
/ HRS2= 2.507E+04; UPDU= 0.000E+00; EXDU= 0.000E+00; UPSP= 0.000E+00 /
/ MZVZ= 0.000E+00; KUPR= 1.000E+00; KCA = 0.000E+00 /
j= 1 / MNOS= 4.500E+02; LNOS= 2.000E+00; D1 = 1.883E-01; D2 = 9.700E-01 /
/ L1 = 7.365E-02; X0 = 0.000E+00; L2 =-2.425E-01; RZT = 9.700E-02 /
/ RD = 2.000E+00; PM = 6.089E+02; HN = 1.000E-01; DD = 1.000E+00 /
/ MTZG= 0.000E+00; KCA = 0.000E+00 /
j= 2 / MPS = 9.405E+00; FKPS= 8.055E-03; X0 = 2.500E+00 /
j= 3 / MPUP= 5.663E+01; X0 = 2.250E+00 /
j= 4 / MPRO= 1.043E+01; LPRO= 4.996E-01; HM0 = 5.265E+02; HM1 = 5.265E+02 /
/ HM2 = 5.265E+02; SIB = 3.200E+08; SI2 = 1.700E+08; E = 6.800E+10 /
/ KPU = 2.700E-01; ROM = 2.640E+03; D1 = 9.700E-01; D2 = 9.700E-01 /
/ L1 = 0.000E+00; X0 = 2.000E+00; L2 = 0.000E+00; PPN = 0.000E+00 /
/ ESN = 5.412E+04; RNX = 8.827E+00; RSP = 0.000E+00; F = 1.200E+00 /
/ NSP = 2.000E+00; C = 5.020E+02; DCT = 1.000E-03; TKOR= 3.300E+02 /
/ FTBE= 1.247E+00 /
j= 5 / MZBR= 3.409E+03; ROT = 1.770E+03; DZ = 9.652E-01; FKAN= 9.872E-02 /
/ E1 = 1.988E-01; X0 = 2.500E+00; LC = 2.138E+00; KZD = 5.000E-01 /
/ KZCD= 4.000E-01; EM = 1.988E-01; Z = 2.650E-01; U1 = 1.100E-05 /
/ NU = 4.300E-01; VPR = 1.500E+02; BT = 1.563E+03; NIZ = 1.170E+00 /
/ F0 = 1.009E+06; IST = 2.400E+03; U = 2.702E-03; ROS = 7.230E+02 /
/ VK = 7.184E+01; LUCH= 6.000E+00; KSR = 7.000E-01; UCB = 2.800E-03 /
/ UCT = 1.760E-03; DR1 = 1.000E+00 /
j= 6 / MDVT= 5.197E+02; LCD = 2.138E+00; SIB = 1.200E+09; ROM = 7.800E+03 /
/ DD = 9.700E-01; DA = 1.585E-01; L1 = 1.940E-01; X0 = 2.500E+00 /
/ L2 = 3.153E-01; PK = 4.402E+06; PA = 9.118E+04; OT = 1.000E+00 /
/ NS = 4.000E+00; ALS = 5.000E-02; KUS = 5.000E-01; MD1 = 3.214E+01 /
/ MD2 = 8.389E+01; MCD = 1.510E+02; MS = 4.638E+01; F = 1.300E+00 /
/ I0 = 2.308E+03; IP = 2.569E+03; KPI = 9.850E-01; DCT = 2.302E-03 /
/ DKR = 5.886E-02; RPUS= 7.951E+04; RASH= 3.095E+01; TAU = 7.358E+01 /
/ MTZ = 1.022E+02; LDN = 1.940E-01; LC = 2.426E-01; LUS = 1.213E-01 /
/ LDV = 2.647E+00 /
j= 7 / MXO = 3.759E+01; LXO = 2.360E-01; HM0 = 3.390E+03; HM1 = 0.000E+00 /
/ HM2 = 0.000E+00; SIB = 3.200E+08; SI2 = 1.700E+08; E = 6.800E+10 /
/ KPU = 2.700E-01; ROM = 2.640E+03; D1 = 9.700E-01; D2 = 9.700E-01 /
/ L1 = 0.000E+00; X0 = 4.637E+00; L2 = 0.000E+00; LH = 5.000E-01 /
/ PPN = 0.000E+00; ESN = 3.230E+04; RNX = 1.000E+00; RSP = 0.000E+00 /
/ F = 1.200E+00; KOP = 2.000E-03; KDN = 3.070E+01; KOK = 3.600E+00 /
/ NSP = 2.000E+00; C = 5.020E+02; DCT = 1.000E-03; TKOR= 3.300E+02 /
/ FTBE= 1.000E+00 /
/sss/
Pаспечатка массива KEY
KEY(1) 4 20 16 5 12 3 8 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0... 0 0 1
KEY(2) 1 1 1 1 1 1 1 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0... 0 0 0
KEY(3) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0... 0 0 0
Текст файла rez.dat
(полученный вариант ракеты)
ППП САПР РБ. Версия 02.98
Подпрограмма VDSSS - исходные данные
PUS/V0=0.0000000E00,H0=0.0000000E00/
PUS/U0=1.5700000E00,SIG=2.0000000E02/
PUS/TTK=6.8000000E-01/
EFF/LC=3.5000000E02,SC=1.8000000E02/
EFF/DP=2.0000000E05,P=8.0000000E-01/
EFF/U=9.0000000E-01,H=0.0000000E00,NBG1=1.0000000E00/
NSTUP=1/MT=7.0000000E-01,TVP=3.0000000E00,DST=7.5000000E-01/
NSTUP=1/KUPR=1.0000000E00,PRM1=0.0000000E00,PRM2=0.0000000E00/
J=1/MNOS=4.5000000E02,D2=7.5000000E-01/
J=1/LNOS=2.0000000E00,HN=1.0000000E-01/
J=4/ROM=2.6400000E03,SIB=3.2000000E08,SI2=1.7000000E08/
J=4/E=6.8000000E10,KPU=2.7000000E-01/
J=5/ROT=1.7700000E03,IST=2.4000000E03/
J=5/NIZ=1.1700000E00,Z=2.6500000E-01/
J=5/U1=1.1000000E-05,NU=4.3000000E-01,VPR=1.5000000E02/
J=5/KZD=5.0000000E-01,KZCD=4.0000000E-01,LUCH=6.0000000E00/
J=6/PK=4.0000000E06,PA=1.0000000E04,NS=1.0000000E00/
J=6/KUS=5.0000000E-01,KPI=9.8500000E-01/
J=6/ROM=7.8000000E03,SIB=1.2000000E09,F=1.3000000E00/
J=7/ROM=2.6400000E03,SIB=3.2000000E08,SI2=1.7000000E08/
J=7/E=6.8000000E10,KPU=2.7000000E-01/
VCS: Входной контроль ошибок не обнаружил
Общие параметры ракеты
MLAP= 3.077E+03 LLAP= 6.683E+00 MPN = 4.500E+02 DLAP= 7.500E-01
DALN= 2.919E+05 VK = 1.649E+03 HAPG= 1.409E+05
Параметры ступеней
n=1 M0ST= 3.077E+03 LSTP= 6.683E+00 MTOP= 2.154E+03 MT = 7.000E-01 RPUS= 9.052E+04
TVP = 3.000E+00 I0 = 1.350E+03 IP = 2.834E+03 RASH= 3.147E+01 DST = 7.500E-01
Работает программа случайного поиска оптимума aaspoi v1.6 oптимизация проводится по 4 параметрам, используются 6 регулярных шагов
¦ Номер ¦ Нижняя ¦ Начальная ¦ Верхняя ¦ Индивидуальный ¦
¦ параметра¦ граница ¦ точка ¦ граница ¦ масштаб ¦
-------------------------------------------
¦ 1 ¦ .6500000 ¦ .7300000 ¦ .7500000 ¦ .5000000 ¦
-------------------------------------------
¦ 2 ¦ 2.000000 ¦ 3.000000 ¦ 4.000000 ¦ 1.000000 ¦
-------------------------------------------
¦ 3 ¦ 2000000. ¦ 4000000. ¦ 6000000. ¦ 1.000000 ¦
-------------------------------------------
¦ 4 ¦ 5000.000 ¦ 10000.00 ¦ 60000.00 ¦ 1.000000 ¦
-------------------------------------------
Таблица результатов содержит графы:
kod - тип точки
aas1111 - удачный шаг
aas2222 - неудачная начальная точка
aas5555 - исследование окресностей оптимума
aas7777 - окончание оптимизации
aas8888 - прекращение оптимизации l < 1
aas9999 - прекращение оптимизации по времени
tim - время поиска (в секундах)
nu - число удачных шагов
nt - общее число шагов
cf - целевая функция
dcf - приращение целевой функции
x(i) - значения варьируемых параметров
--------------------------------------
¦ kod ¦ tim ¦ nu ¦ nt ¦ cf ¦ dcf ¦ x(i) ¦
--------------------------------------
¦ aas1111 ¦ 1 ¦ 1 ¦ 1 ¦ 3777.9 ¦-.10000E+31¦ .73000 , 3.0000 , .40000E+07, 10000. , ¦
¦ aas1111 ¦ 1 ¦ 2 ¦ 2 ¦ 3760.7 ¦-17.156 ¦ .72811 , 2.6925 , .40915E+07, 9830.3 , ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 3 ¦ 6 ¦ 3706.3 ¦-54.428 ¦ .72714 , 2.6932 , .39980E+07, 10532. ,
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 4 ¦ 7 ¦ 3705.9 ¦-.42676 ¦ .72509 , 2.6076 , .42236E+07, 11066. , ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 5 ¦ 8 ¦ 3654.6 ¦-51.311 ¦ .72319 , 2.5580 , .42097E+07, 11735. , ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 6 ¦ 9 ¦ 3654.4 ¦-.21802 ¦ .72323 , 2.4928 , .41863E+07, 11702. , ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 7 ¦ 10 ¦ 3573.0 ¦-81.363 ¦ .72053 , 2.4502 , .41046E+07, 14637. , ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 8 ¦ 11 ¦ 3397.7 ¦-175.32 ¦ .71441 , 2.3330 , .39336E+07, 21152. , ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 9 ¦ 12 ¦ 2887.5 ¦-510.16 ¦ .69270 , 2.0000 , .33271E+07, 43707. , ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 10 ¦ 17 ¦ 2772.7 ¦-114.81 ¦ .68574 , 2.0000 , .32899E+07, 48559. , ¦
¦ aas1111 ¦ 2 ¦ 11 ¦ 18 ¦ 2767.5 ¦-5.2231 ¦ .68466 , 2.0198 , .33772E+07, 48683. ,
¦ aas1111 ¦ 3 ¦ 12 ¦ 25 ¦ 2757.3 ¦-10.179 ¦ .68432 , 2.0648 , .33597E+07, 53176. , ¦
¦ aas1111 ¦ 3 ¦ 13 ¦ 35 ¦ 2751.0 ¦-6.3286 ¦ .68316 , 2.1624 , .34689E+07, 52938. , ¦
¦ aas1111 ¦ 3 ¦ 14 ¦ 36 ¦ 2733.1 ¦-17.849 ¦ .68348 , 2.2273 , .33194E+07, 52997. , ¦
¦ aas1111 ¦ 4 ¦ 15 ¦ 38 ¦ 2714.6 ¦-18.524 ¦ .68232 , 2.2502 , .33104E+07, 52216. , ¦
¦ aas1111 ¦ 5 ¦ 16 ¦ 59 ¦ 2699.9 ¦-14.718 ¦ .68118 , 2.3153 , .33392E+07, 51815. , ¦
¦ aas1111 ¦ 5 ¦ 17 ¦ 62 ¦ 2696.1 ¦-3.8076 ¦ .68097 , 2.4303 , .33615E+07, 51768. , ¦
¦ aas1111 ¦ 5 ¦ 18 ¦ 63 ¦ 2695.8 ¦-.24731 ¦ .67998 , 2.4736 , .34794E+07, 50351. , ¦
¦ aas1111 ¦ 5 ¦ 19 ¦ 65 ¦ 2680.6 ¦-15.256 ¦ .67857 , 2.4857 , .35177E+07, 50067. ,
¦ aas1111 ¦ 5 ¦ 20 ¦ 66 ¦ 2658.7 ¦-21.814 ¦ .67609 , 2.5022 , .36238E+07, 50048. , ¦
¦ aas1111 ¦ 6 ¦ 21 ¦ 70 ¦ 2648.8 ¦-9.9348 ¦ .67396 , 2.4967 , .37805E+07, 50090. , ¦
¦ aas1111 ¦ 8 ¦ 22 ¦ 94 ¦ 2644.2 ¦-4.5647 ¦ .67376 , 2.5641 , .37842E+07, 48838. , ¦
¦ aas1111 ¦ 10 ¦ 23 ¦ 115 ¦ 2641.8 ¦-2.4846 ¦ .67346 , 2.5794 , .37991E+07, 47403. , ¦
¦ aas1111 ¦ 10 ¦ 24 ¦ 121 ¦ 2630.7 ¦-11.034 ¦ .67281 , 2.6113 , .37889E+07, 47604. , ¦
¦ aas1111 ¦ 11 ¦ 25 ¦ 134 ¦ 2627.9 ¦-2.8420 ¦ .67224 , 2.6685 , .38364E+07, 46829. , ¦
¦ aas1111 ¦ 12 ¦ 26 ¦ 146 ¦ 2622.0 ¦-5.9226 ¦ .67196 , 2.6793 , .38160E+07, 47283. , ¦
¦ aas1111 ¦ 13 ¦ 27 ¦ 161 ¦ 2620.8 ¦-1.2104 ¦ .67190 , 2.6765 , .38218E+07, 51427. , ¦
¦ aas1111 ¦ 14 ¦ 28 ¦ 181 ¦ 2618.5 ¦-2.2454 ¦ .67094 , 2.7511 , .39145E+07, 49359. , ¦
¦ aas1111 ¦ 14 ¦ 29 ¦ 183 ¦ 2614.5 ¦-4.0388 ¦ .67111 , 2.7614 , .38770E+07, 48556. , ¦
¦ aas1111 ¦ 18 ¦ 30 ¦ 226 ¦ 2614.4 ¦-.40527E-01¦ .67095 , 2.7562 , .38829E+07, 48634. , ¦
¦ aas1111 ¦ 19 ¦ 31 ¦ 246 ¦ 2613.5 ¦-.97241 ¦ .67065 , 2.7442 , .39019E+07, 48453. , ¦
Подобные документы
Классификация твердотопливных ракет, анализ требований к ракетам с точки зрения стандартных, эксплуатационных и производственно-экономических требований. Алгоритм баллистического расчета ракеты, выведение уравнений ее движения, расчет стартовой массы.
дипломная работа [632,2 K], добавлен 17.02.2013Современные требования к проектированию крылатых ракет. Выбор аэродинамической схемы летательного аппарата. Выбор типа расчетной траектории. Обоснование типа рулевого привода. Несущие поверхности ракеты. Общая методика расчета устойчивости и балансировки.
дипломная работа [1,7 M], добавлен 11.09.2014Обзор существующих ракет класса "воздух-воздух" средней дальности. Выбор и обоснование опорного облика проектируемого летательного аппарата. Предварительная компоновочная схема. Результаты автоматизированного проектирования, расчета геометрии и массы.
дипломная работа [1,1 M], добавлен 13.07.2017Расчет активного участка траектории запуска баллистической ракеты дальнего действия. Расчет баллистического (эллиптического) и конечного (атмосферного) участка траектории. Коэффициенты перегрузок, действующих на ракету в полете. Расчет участка снижения.
курсовая работа [938,5 K], добавлен 26.11.2012Расчёт активного, баллистического (эллиптического) и конечного (атмосферного) участков траектории. Программа движения ракеты на участке. Коэффициенты перегрузок, действующих на баллистическую ракету в полёте. Упрощенная блок схема решения задачи.
курсовая работа [1,4 M], добавлен 14.11.2012Ракета с активной радиолокационной ГСН для слежения за целью. Дальность действия ракеты "воздух-воздух". Повышение точности и помехоустойчивости ракет. Основные тактико-технические характеристики. Радиокомандная и радиолокационная системы наведения.
реферат [70,2 K], добавлен 27.12.2011Общие сведения о ракете 3М-14. Численный и экспериментальный расчет динамики выхода ракеты из шахтной пусковой установки. Использование компьютерных пакетов для численного решения задач газовой динамики. Определение и расчет аэродинамических нагрузок.
дипломная работа [2,4 M], добавлен 01.06.2010Тактико-технические характеристики противорадиолокационных ракет и их возможности по поражению радиолокационной станции. Разработка математической модели, имитирующей процесс полета и наведения ракеты на наземную РЛС. Меры защиты обзорных РЛС от ПРР.
курсовая работа [145,2 K], добавлен 10.03.2015Требования, предъявляемые к ракете. Определение составляющих стартовой массы, геометрические характеристики. Обоснование целесообразности отделения боевой части в полете. Главные требования, предъявляемые к системам отделения и их принципиальные схемы.
дипломная работа [1,6 M], добавлен 22.02.2013Рассмотрение схем размещения матрицы на корректируемом гироскопе. Технологические данные ракет типа Р-73Э и Р-73. Характеристики зенитных комплексов России, США и других стран. Ознакомление со строением боеприпаса отстреливаемой ложной тепловой цели.
презентация [2,2 M], добавлен 27.12.2011
