автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.09, диссертация на тему:Обеспечение управляемости первой ступени ракеты-носителя с использованием расчетных профилей ветра перед пуском

4840/и'

Ендуткина Екатерина Анатольевна

Обеспечение управляемости первой ступени ракеты-носителя с использованием расчётных профилей ветра перед пуском

Специальность 05.07.09 - Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание учёной степени кандидата технических наук

1 2 МАЙ 2011

Самара-2011

4845707

Работа выполнена в Государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет)» (СГАУ).

доктор технических наук, профессор

Титов Борис Александрович

доктор технических наук, профессор

Горелов Юрий Николаевич

кандидат технических наук, доцент

Давыдов Игорь Евгеньевич

Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный научно-исследовательский институт машиностроения» (ФГУП ЦНИИмаш) (Московская область, г. Королёв)

Защита состоится 19 мая 2011г. в 12 часов на заседании диссертационного совета Д 212.215.04 при Государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет)», расположенном по адресу: 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке СГАУ.

Автореферат разослан 7 апреля 2011 г.

Научный руководитель:

Официальные оппоненты:

Ведущая организация:

Учёный секретарь диссертационного совета, кандидат технических наук, доцент

А. Г. Прохоров

Общая характеристика работы

Современный этап развития ракетно-космической техники характеризуется дальнейшей интенсификацией космических исследований, которые требуют разработки и создания разнообразных космических аппаратов (КА), различающихся как по габаритно-массовым характеристикам, так и по конструктивно-компоновочным схемам! Кроме того, целый ряд проектов космических исследований требует выведения на орбиту сразу нескольких КА, что предъявляет особые требования к конструкции головной части ракеты-носителя (РН), в частности, приводит к применению крупногабаритных надкалиберных головных обтекателей (ГО).

Динамика РН с подобным надкалиберным ГО становится весьма чувствительной к действию ветровых возмущений особенно на атмосферном участке полёта. На атмосферном участке полёта РН при дейстзии ветровых возмущений появляется поперечная, по отношению к корпусу РН, составляющая скорости набегающего потока воздуха. Под действием системы распределенных аэродинамических моментов сил и уравновешивающих их моментов от инерционных сил и сил, создаваемых исполнительными органами системы управления (СУ), происходит изгиб продольной оси РН.

Для снижения нагрузок на корпус РН в автомат стабилизации (АС) наряду с контурами угловой и нормальной стабилизации вводится дополнительный контур ограничения углов атаки и скольжения. При этом необходимость обеспечения управляемости движения РН приводит к достаточно узкому диапазону допустимых характеристик Еетра, при которых возможен пуск РН.

В настоящее время формирование полётного задания (ПЗ) РН класса «Союз-2» проводится с учётом действия на РН средней зональной скорости ветра. Тем не менее, наличие интенсивных ветровых возмущений в районе космодрома приводит к тому, что более чем в 50 % случаев ветровой обстановки пуск РН переносится. Из четырёх осуществлённых пусков РН класса «Союз-2» с крупногабаритным ГО диаметром <4,1 м (всего в 20052010 гг. проведено девять пусков РН класса «Союз-2») пуск двух из них переносился из-за интенсивных ветровых воздействий в районе космодрома.

В связи с вышеуказанным возникает актуальная задача обеспечения управляемости движения первой ступени РН на основе учёта в программе выведения расчётных профилей ветра.

С целью расширения диапазона допустимых ветровых возмущений, при которых возможен пуск РН, для обеспечения управляемости РН необходим оперативный расчёт программ выведения в ПЗ с учётом профиля ветра, полученного путём зондирования атмосферы непосредственно перед пуском.

Исследованиям управляемости и устойчивости движения РН посвящено достаточно много работ, из них основополагающими являются работы ч И. М. Рапопорта, Б. И. Рабиновича, К. С. Колесникова, А. А. Дмитриевского, |\ И. В. Остославского и др. Управляемости движения РН посвящены работы^/ \

Г. В. Каменкова, Н. Д. Моисеева, К. А. Карачарова. Требования к АС для обеспечения устойчивости движения отражены в работах Я. Е. Айзенберга, В. Г. Сухорёброго, В. В. Солодовникова. Проблеме исследования влияния атмосферных возмущений на движение летательных аппаратов в плотных слоях атмосферы посвящены работы Е. П. Школьного и Л. А. Майбороды, Ю. П. Доброленского.

Актуальность работы определяется необходимостью обеспечения управляемости движения первой ступени РН с крупногабаритным надкалиберным ГО при действующих в районе космодрома ветровых возмущениях, превышающих установленный минимум ветровой обстановки.

Целью работы является обеспечение управляемости первой ступени РН с крупногабаритным надкалиберным ГО при ветровых возмущениях, характеристики которых формируются по результатам зондирования атмосферы перед пуском РН.

Объектом исследования является РН с крупногабаритным надкалиберным ГО на атмосферном участке полёта.

Предметом исследования являются динамические характеристики первой ступени РН в возмущённом движении.

Основными методами исследования являются математическое моделирование, которое имеет большую значимость при отсутствии возможности экспериментирования на реальной РН, а также методы аппроксимации, методы решения систем алгебраических уравнений, численные методы решения дифференциальных уравнений.

Научная новизна диссертационной работы состоит в следующем:

¡.Разработан метод формирования ПЗ первой ступени РН, обеспечивающий управляемость РН в условиях более интенсивных ветровых возмущений по сравнению с установленным минимумом ветровой обстановки.

2. Разработана методика построения расчётных профилей ветра со сглаживанием флуктуаций, использующая данные зондирования атмосферы непосредственно перед пуском РН.

3. Предложен алгоритм использования расчётных профилей ветра со сглаживанием флуктуаций в автомате стабилизации с целью минимизации динамических нагрузок на корпус РН.

Практическая значимость диссертационной работы.

1. Технические предложения по расчёту ПЗ на основе моделей профиля ветра со сглаживанием флуктуаций, что позволяет проводить пуск РН при более интенсивных ветровых возмущениях по сравнению с установленным минимумом ветровой обстановки.

2. Систематизированные результаты моделирования влияния колебаний скорости ветра на параметры движения первой ступени РН, в том числе, на угловые отклонения рулевых органов, позволившие формировать модели ветра со сглаживанием флуктуаций, используемые в ПЗ.

3. Исследовательский программно-методический комплекс расчёта

возмущённого движения первой ступени РН с учётом моделирования работы АС в каналах тангажа и рыскания и контура ограничения углов атаки и скольжения для оценки управляемости движения РН по траектории выведения.

На защиту выносятся следующие положения:

¡.Методический подход к решению проблемы обеспечения управляемости первой ступени РН, основанный на использовании в ПЗ предстартовой информации о расчётных профилях ветра и позволяющий проводить пуск РН при интенсивных ветровых возмущениях, превышающих установленный минимум ветровой обстановки.

2. Методика построения расчётного профиля ветра, основанная на результатах предстартового зондирования атмосферы.

3. Алгоритм выбора модели профиля ветра, предлагаемого для учёта в программе выведения первой ступени PH.

Апробация результатов, полученных в диссертационной работе, осуществлялась в рамках следующих научных конференций: Международная молодёжная научная конференция «XII Туполевские чтения» (г. Казань, 2004 г.); 5-я Международная конференция «Авиация и космонавтика-2006» (г. Москва, 2006 г.); X Международная научная конференция «Решетнёвские чтения» (г. Красноярск, 2006 г.); Международная молодёжная научная конференция «XTV Туполевские чтения» (г. Казань, 2006 г.); ХШ Всероссийский научно-технический семинар «Управление движением и навигация летательных аппаратов» (г. Самара, 2007 г.); 6-я Международная конференция «Авиация и космонавтика-2007» (г. Москва, 2007 г.); Всероссийская молодёжная научная конференция с международным участием «IX Королёвские чтения» (г. Самара, 2007 г.); Научно-техническая конференция молодёжи ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» (г. Самара, 2007 г.); ХХХУШ Уральский семинар «Механика и процессы управления» (г. Екатеринбург, 2008 г.); XIV Всероссийский научно-технический семинар «Управление движением и навигация летательных аппаратов» (г. Самара, 2009 г.); 14-я Международная научная конференция «Системный анализ, управление и навигация» (Крым, г. Евпатория, 2009 г.); Всероссийская научно-техническая конференция «Актуальные проблемы ракетно-космической техники и её роль в устойчивом социально-экономическом развитии общества» (г. Самара, 2009 г.); 8-я Международная конференция «Авиация и космонавтика-2009» (г. Москва, 2009 г.); VIII Международная научная конференция «Синергетика природных, технических и социально-экономичесмгх систем» (г.Тольятти, 2010 г.); 9-я Международная конференция «Авиация и космонавтика-2010» (г. Москва, 2010 г.).

Научная работа проведена в рамках реализации ФЦП «Научные и научно-педагогические кадры инновационной России» на 2009-2013 годы.

Публикации. Материалы диссертации опубликованы в семнадцати печатных работах, из них три статьи в рецензируемых журналах [1-3], три статьи в сборниках трудов [4-6] и одиннадцать тезисов докладов [7-17].

Реализация. Результаты диссертационной работы и программное обеспечение, созданное автором, внедрены в практику проектных работ Федерального государственного унитарного предприятия «Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс» (г. Самара) и в учебный процесс Государственного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет)».

Структура и объем диссертации. Диссертационная работа состоит из введения, пяти глав, заключения, списка использованных источников, содержащего 88 наименований, двух приложений. Работа изложена на 153 страницах, содержит 82 рисунка, 2 таблицы.

Содержание работы

Во введении обоснована актуальность диссертационной работы, сформулирована цель и аргументирована научная новизна исследований, показана практическая значимость полученных результатов, представлены выносимые на защиту научные положения и сведения об апробации работы и публикациях.

В первой главе обозначена тенденция в ракетно-космической технике к использованию на РН крупногабаритных надкалиберных ГО. К появлению таких конструктивно-компоновочных схем РН приводит увеличение габаритов КА, а также разнообразие целевых задач, возлагаемых на КА.

В процессе полёта РН в плотных слоях атмосферы при действии ветровых возмущений появляется поперечная, по отношению к корпусу РН, составляющая скорости набегающего потока воздуха. Под её действием происходит изгиб продольной оси РН. Происходит смещение положения центра давления аэродинамических сил относительно центра давления, определённого для абсолютно жёсткого корпуса, кроме того, возможно изменение коэффициента подъёмной силы. Изменение аэродинамических характеристик РН необходимо учитывать при исследовании управляемости. Очевидно, что анализ условий обеспечения управляемости с учётом фактора изгиба корпуса РН должен осуществляться по результатам моделирования возмущённого движения РН.

Во второй главе описана математическая модель движения РН на атмосферном участке полёта. Для решения задачи стабилизации использованы уравнения возмущённого движения в связанной системе координат. Коэффициенты уравнений возмущённого движения являются переменными во времени величинами и зависят от геометрических, центровочных, инерционных, аэродинамических характеристик РН, характеристик двигательных установок (ДУ), параметров траектории активного участка полёта РН и атмосферы.

В работе управляемость движения РН (по Калману) исследуется с помощью необходимого и достаточного условия, которое для линейной стационарной системы порядка 3 имеет вид

гапкМ=3, (1)

где

К = \в \ АВ \ А2в\ - матрица управляемости. Следовательно, управляемость определяется через матрицу А пространственной базы динамики системы и матрицу В пространственной базы управления.

Проведена оценка управляемости первой ступени РН в плоскостях тангажа и рыскания на основе условия (1) с использованием матрицы управляемости соответствующей векторно-матричной модели возмущённого движения. Поскольку гапк[ЛГ]=3, управляемость движения первой ступени РН в плоскостях тангажа и рыскания обеспечивается. В случае выхода рулевых органов РН на упор соответствующие элементы матрицы В обнуляются, и гапк[ЛГ]<3, что свидетельствует о неуправляемости движения первой ступени РН.

В действительности система, состоящая из РН и АС, является нелинейной, поэтому управляемость такой системы может быть исследована только путём численного моделирования.

При исследовании возмущённого движения первой ступени РН рассматриваются номинальный режим и два крайних режима разбросов параметров РН - «нижний» и «верхний». «Нижний» режим характеризуется максимально возможными значениями аэродинамических силы и момента, минимально возможными значениями моментов инерции РН и тяги ДУ центрального и боковых блоков. «Верхний» режим характеризуется минимально возможными значениями аэродинамических силы и момента, максимально возможными значениями моментов инерции РН и тяги ДУ.

В управляемом движении РН на участке полёта первой ступени при действующих ветровых возмущениях параметры движения не должны превышать следующие ограничения:

- ограничение на величины угловых отклонений рулевых органов, установленных на центральном и боковых блоках (для РН класса «Союз-2» величиной 45°), а также ограничение на величины угловых отклонений воздушных рулей (для РН класса «Союз-2» величиной 25°);

- ограничение на величины нагрузок, действующих на корпус РН, и, как следствие, ограничение на величины пространственных углов атаки (для РН класса «Союз-2» величиной 3°);

- ограничение на отклонения от программных значений углов тангажа и рыскания (для РН класса «Союз-2» величиной 10,6°);

- ограничение на отклонения положений центра масс РН от программной траектории для выполнения условия выведения КА в заданную точку орбиты (для РН класса «Союз-2» величиной 600 м).

В АС РН наряду с контурами угловой и нормальной стабилизации введён дополнительный контур ограничения углов атаки и скольжения. В рассматриваемом контуре ограничение углов атаки (скольжения) достигается путём выдачи поправки к углу тангажа (рыскания), формируемой на основе сигнала оценки ветровой составляющей угла атаки (скольжения).

Структура используемого управления приводит к ослаблению требований к точности движения центра масс РН по программной траектории. Вместе с тем, отклонения РН от траектории не являются слишком большими и компенсируются на последующих участках полёта, чтобы, в частности, выполнить условия по выведению КА в заданную точку орбиты.

При полёте РН в плотных слоях атмосферы ветровое воздействие является определяющим при оценке управляемости движения. В настоящее время для представления ветровых воздействий используется способ построения детерминированных профилей. Детерминированные профили строят на основании методики, задающей значения скоростей и сдвигов скоростей ветра по высоте.

При рассмотрении скорости ветра в виде суммы постоянной и переменной составляющих турбулентность атмосферы характеризуется переменной составляющей скорости ветра. В качестве профиля «пологого» (медленно изменяющегося по высоте) ветра принимается огибающая максимальных скоростей ветра по высоте. При построении профиля «градиентного» ветра на профиль огибающей скорости налагают на выбранной высоте линейно-ломаный профиль, содержащий в себе сдвиг скорости ветра.

Для принятия решения о возможности пуска РН при проведении предстартового моделирования используются замеренные профили ветра.

В третьей главе проведено исследование движения первой ступени РН при различных ветровых воздействиях. В данной работе определение параметров возмущённого движения РН и исследование управляемости движения РН проведено на основе моделирования движения. Моделирование движения РН проведено на первой ступени полёта в канале рыскания как наиболее чувствительном с точки зрения обеспечения управляемости.

При разработке математической модели учтены особенности алгоритмов стабилизации и их реализации в бортовой цифровой вычислительной машине. АС рассматривался как дискретная линеаризованная система с переменными коэффициентами. АС задавался разностными уравнениями с учётом различных периодов квантования по каналам стабилизации и временного запаздывания бортовой цифровой вычислительной машины.

На основании анализа результатов моделирования движения РН с учётом изгиба продольной оси сделан вывод о том, при действии «пологого» ветра с учётом изгиба продольной оси РН в наиболее ветреные периоды наблюдается потеря устойчивости в «нижнем» режиме.

Невыполнение требования по ограничению нагрузок на корпус РН в

зоне максимальных значении скоростного напора q тах и, как следствие, требования по ограничению в канале тангажа (рыскания) углов атаки (скольжения) величиной 3° приводит к необходимости введения ограничения на допустимую расчётную величину скорости ветра.

Приведены результаты моделирования движения РН при действии «пологого» ветра в наиболее ветреный (летний) период на космодроме Байконур, профиль ветра представлен на рисунке 1.

На рисунке 2 приведена зависимость угла скольжения в от относи-

Н, км

--!—М-......- ■

О 10 20 30 40 50

Рисунок 1 - Профиль «пологого» ветра

тельного времени полёта первой ступени т по результатам моделирования движения в канале рыскания с учётом изгиба продольной оси РН при действии ветра с профилем, представленным на рисунке 1.

На основании анализа результатов моделирования движения первой ступени РН с учётом изги-

в, град

0,0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0.6 0.7 0,8 0,9 1,0

Рисунок 2 - Зависимость в (т) в зоне д пих при действии «пологого» ветра (—— номинальный режим,-«нижний» режим,-«верхний» режим)

ба продольной оси сделан вывод о том, что при действии «градиентного» ветра на движение РН наблюдается потеря управляемости при больших величинах градиента скорости ветра, которая подтверждается тем, что га Невыполнение требования по ограничению угловых отклонений

рулевых органов РН (а также требования по ограничению нагрузок на корпус РН в зоне д тах) приводит к необходимости введения ограничения на допустимую расчётную величину градиента скорости ветра.

Приведены результаты моделирования движения первой ступени РН при действии «градиентного» ветра, профиль ветра представлен на рисунке 3.

На рисунке 4 приведена зависимость угловых отклонений рулевых органов 5{т) по результатам моделирования движения в канале рыскания с

учётом изгиба продольной оси РН при действии ветра с профилем, представленным на рисунке 3. В «нижнем» режиме угол отклонения рулевых органов РН достиг величины 45°, рулевые органы встали на упор. Выход рулевых органов на упор недопустим, поскольку свидетельствует о потере управляемости РН.

Описана методика принятия решения о возможности проведения пуска РН с учётом данных предстартового зондирования атмосферы. По существующим критериям проводится проверка непревышения величин разностей проекций фактических и

20

15

10

Н, км

ю, м/с

0

10

20

50

40

Рисунок 3 - Профиль «градиентного» ветра

учтённых при расчёте бортового ПЗ скоростей ветра и градиентов изменения этих разностей по высоте существующих ограничений, которые получены из условия обеспечения управляемости движения первой ступени РН. После получения максимально допустимой скорости ветра и градиента скорости ветра оценка допустимости фактических характеристик

15 5 -5 -15 -25 -35 -45

5,град

......Г" .......

£ 4«

—• ..... ......

1 1 ^ограничение

0,0 0.1 0,2 0.3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 - Зависимость 8(г) в зоне д,

Рисунок 4 - Зависимость д(Т) в зоне д тах при действии «градиентного» ветра с учётом изгиба продольной оси РН (— номинальный режим,

-«нижний» режим,-«верхний» режим)

ветра может быть проведена без проведения моделирования движения РН.

В четвёртой главе описана взаимосвязь между колебательным характером профиля действующего на РН ветра и параметрами движения РН, такими, как координаты, скорости, угловые отклонения рулевых органов.

В данной работе предлагается рассчитывать программы выведения РН таким образом, чтобы движение РН происходило при действии ветра с профилями со сглаживанием флуктуаций, при этом необходимо обеспечить управляемость движения РН и качество переходных процессов.

Приведено описание методики формирования расчётных профилей ветра со сглаживанием флуктуаций. Используются предстартовые измерения скорости ветра, функция профиля ветра представлена таблицей, узлами которой являются точки с координатами скоростей ветра и высот

зондирования. Сущность подхода состоит в том, что функция профиля ветра (зависимость скорости ветра от высоты) \vfHi) на высотах зондирования Я, (¿ = 0,1 ,..., Я )заменяется функцией

п

<р (Я,-) = ^ак<р к(Н1) с числом членов п< N. (2)

к—О

Коэффициенты аппроксимации ак находятся из системы уравнений

п

11(<Рт-<Рк)ак = ("'-(Рт)>0^т^п- О)

*=0

Скалярные произведения определяются формулой

N

{м>, <р) = 2 с, \vfHp <р (Н,), где с ¡> 0 - весовой коэффициент. (4)

¡=о

Оптимальное число коэффициентов зависит от функции числа

узлов (N + 1), их расположения, весовых коэффициентов и от выбранной системы функций <р к (#,■).

В качестве аппроксимирующих функций выбраны полиномы

<рк (#() = #*, 0<к<п. (5)

Система уравнений (3) для определения коэффициентов ак принимает вид

± (ЯГ,Н*)ак = Я,"'), 0<т<п, (6)

*=о

где (я/",я*)= X с,нгк, (н',яг)=£с, ^я,.;яг.

1=0 1=0

После нахождения коэффициентов ак расчётная скорость ветра на высотах зондирования Я, (¡ = 0,1,...,7*/) определяется из формулы (2).

Для иллюстрации действия алгоритма на рисунке 5 приведены профиль ветра по данным зондирования в районе космодрома Плесецк и сформированный расчётный профиль ветра.

На рисунке 6 приведены зависимости угловых отклонений рулевых органов РН <У(г) по результатам моделирования движения в канале рыскания при действии ветра с профилями, представленными

на рисунке 5. зондирования,-сформированный

со сглаживанием флуктуаций)

Рисунок 5 - Профиль ветра (— построенный по данным

На основании анализа результатов моделирования движения первой ступени РН сделан вывод о том, что при действии ветра с профилем, сформированным по разработанной методике, характер зависимости угловых отклонений рулевых органов РН приемлем в силу значительного снижения значений скоростей угловых отклонений рулевых органов и угловых скоростей РН.

В пятой главе проведено исследование

15 10 5 0 -5 -10 -15 -20

д.град

[ 1 —» Зона д тах 4-

Ц 1 1-- .... ....

—1- .... ... - - 1 < 11 !« Г

0 ОД 0,2 0,3 0,4 0,5 0.6 0.7 0,8 0,9 1

Рисунок 6 - Зависимость 5(т) при действии ветра (—— с профилем, построенным по данным

зондирования,-с профилем, сформированным

со сглаживанием флуктуаций)

возмущённого движения первой ступени РН, которое в случае расчёта ПЗ с расчётным профилем ветра со сглаживанием флуктуаций происходит при действии ветра с профилем, представляющим собой разность между фактическим и сформированным профилями.

Пуск РН возможен в небольшом диапазоне фактических характеристик ветровых воздействий. В случаях потери управляемости предлагается учитывать в ПЗ расчётные профили ветра, сформированные со сглаживанием флук-туций, что является основой метода обеспечения управляемости РН.

На рисунке 7 приведен профиль ветра по данным зондирования в районе Гвианского космического центра. После проведения оценки допустимости фактических характеристик ветра можно отметить, что не выполняются ограничения на величину градиента скорости ветра, и, как следствие, ограничения на величины угловых отклонений рулевых органов РН (рисунок 8). Угол отклонения рулевых органов РН

Н, км

Рисунок 7 - Профиль ветра (— построенный по данным

зондирования,-сформированный со

сглаживанием флуктуаций, — действующий на РН в возмущённом движении)

<Э,град

Зона

достиг величины 45°, рулевые органы, установленные на центральном и боковых блоках, встали на упор. Выход рулевых органов на упор свидетельствует о потере управляемости РН.

Анализ результатов моделирования движения РН показал, что при действии ветра с рассматриваемым профилем пуск РН необходимо перенести. В таком случае необходимо рассчитать ПЗ с профилем, сформированным со сглаживанием флуктуации (рисунок 7). На РН в возмущённом движении будет действовать ветер с профилем, являющимся разностью между фактическим и сформированным профилями (рисунок 7).

На рисунке 8 приведены зависимости угловых отклонений рулевых органов ¿(г) первой ступени РН в канале рыскания в «нижнем» режиме с учётом изгиба продольной оси РН с профилями на рисунке 7.

На основании анализа результатов моделирования сделан вывод о том, что в случае потери управляемости предлагаемый учёт в ПЗ РН сформированного профиля ветра позволяет обеспечить управляемость первой ступени РН по траектории выведения.

В случае использования сформированных профилей ветра при расчёте бортового ПЗ параметры движения РН имеют меньшие значения, что наглядно представлено на рисунке 9 22 - смещения центра масс РН С в боковом направлении от траекторий 1 и 2 соответственно).

Таким образом, при учёте в ПЗ профиля, сформированного со сглаживанием флуктуаций, одна часть ветровых возмущений парируется путём расчёта бортового ПЗ (боковой снос РН составляет г, -22), а вторая часть ветровых возмущений действует на РН в возмущённом

ограничение

!/\ Л V т

0,1 0,2 0.3 0.4 0,5 0,6 0.7 0,8 0,9

Рисунок 8 - Зависимость 6(г) в «нижнем» режиме (— с профилем, построенным по данным зондирования, — с профилем, действующим на РН в возмущённом движении при учёте в ПЗ сформированного профиля)

Рисунок 9 - Траектории движения РН (1 - при отсутствии ветровых возмущений, 2 - при действии ветра с расчётным профилем, 3 - при действии ветра с реальным профилем)

движении и парируется АС РН (боковой снос РН равен г2).

Разработан алгоритм учёта расчётного профиля ветра в программе выведения РН. Алгоритм описывает процедуру выбора степени учитываемых полиномов (и количества используемых узлов для определения скорости ветра) при формировании профиля ветра.

Окончательное решение о возможности проведения пуска РН принимается после анализа нагрузок на конструкцию РН и возможности выполнения задач пуска.

В заключении по результатам исследований даны основные выводы.

В приложении А приведены тексты файлов с характеристиками РН и ДУ, с которыми проводился расчёт. В приложении Б приведены результаты моделирования движения РН.

Выводы и основные результаты работы

¡.Проведённые исследования показали возможность проведения пуска РН при более интенсивных ветровых возмущениях по сравнению с существующей практикой пусков.

2. Для оценки управляемости РН по траектории на основе линеаризованной матричной модели возмущённого движения вычислена матрица управляемости, понижающая ранг при постановке органов управления РН на упор, что свидетельствует о потере управляемости.

3. Анализ динамики РН с крупногабаритным надкалиберным ГО приводит к необходимости введения допустимых расчётных характеристик модели ветра (допустимых скоростей ветра и градиентов скорости ветра), при которых возможен пуск РН, в зоне максимальных значений скоростного напора.

4. Разработан алгоритм формирования расчётных профилей ветра со сглаживанием флуктуации на основе результатов зондирования атмосферы перед пуском РН. Для реализации алгоритма разработан соответствующий программный комплекс.

5. Использование расчётных профилей ветра, сформированных по разработанному алгоритму, при расчёте программ выведения РН позволяет существенно снизить значения угловых отклонений рулевых органов, что, в свою очередь, позволяет снизить нагрузки на корпус РН.

Таким образом, предлагаемый расчёт ГО с профилями ветра, сформированными со сглаживанием флуктуаций, позволяет обеспечивать управляемость первой ступени РН по траектории выведения при действии интенсивных ветровых возмущений, превышающих установленный минимум ветровой обстановки.

Основные публикации по теме диссертации

в изданиях, рекомендованных ВАК:

1 Ендуткина, Е. А. Оценка выполнения ограничений, наложенных на углы атаки и скольжения ракеты-носителя, при действии различных ветровых возмущений [Текст]/Е. А. Ендуткина // Известия Самарского научного центра РАН.-Самара, 2009. Т. 11.-№3.-С. 159-164.

2 Дмитриев, В. В. Методика формирования профилей ветра, учитываемых в полётной программе, с целью снижения нагрузок на корпус ракеты-носителя [Текст]/В. В. Дмитриев, Е. А. Ендуткина // Вестник СамГУ. Естественнонаучная серия. - Самара, 2009. - №8. - С. 118-124.

3 Ендуткина, Е. А. Обеспечение управляемости движения ракеты-носителя на основе использования расчётных профилей ветра со сглаживанием флуктуации [Текст]/Е. А. Ендуткина, Б. А. Титов // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С. П. Королёва (национального исследовательского университета). -Самара: СГАУ, 2010. - №4 (24). - С. 34-41;

в других изданиях:

4 Ендуткина, Е. А. Моделирование возмущённого движения ракеты-носителя с введённым в систему управления контуром ограничения ветрового угла атаки [Текст]/Е. А. Ендуткина // Сборник трудов ХШ Всероссийского научно-технического семинара по управлению движением и навигации летательных аппаратов. - Самара: СГАУ, 2007. - С. 143-146.

5 Ендуткина, Е.А. Оценка эффективности работы контура ограничения углов атаки на атмосферном участке полёта ракеты-носителя [Текст]/Е. А. Ендуткина // Механика и процессы управления. Труды ХХХУПГ Уральского семинара. Том 2. - Екатеринбург: УрО РАН, 2008. -С. 12-19.

6 Титов, Б. А. Синергетический подход в задаче обеспечения устойчивости движения ракет-носителей [Текст]/ Б. А. Титов, Е. А. Ендугкина // Сборник статей VIII Международной научной конференции «Синергетика природных, технических и социально-экономических систем». - Тольятти: Издательство ТГУС, 2010. - С. 105-112.

7 Ендуткина, Е. А. Вопросы программного обеспечения процессов совместимости ракеты-носителя и системы управления [Текст]/Е. А. Ендуткина// ХП Туполевские чтения: Международная молодёжная научная конференция: материалы конференции. Том I. -Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2004. - С. 7-8.

8 Ендуткина, Е. А. Исследование устойчивости движения ракеты-носителя с головным обтекателем большого диаметра с учётом квазистатического изгиба корпуса [Текст]/Е. А. Ендуткина // 5-я Международная конференция «Авиация и космонавтика-2006»: тезисы докладов. - М.: Изд-во МАИ, 2006.-С. 217-218.

9 Ендуткина, Е. А. Анализ влияния изменения аэродинамических характеристик ракеты-носителя при квазистатическом изгибе корпуса [Текст]/Е. А.Ендуткина// Решетнёвские чтения: материалы X Междунар.

науч. конф. - Красноярск: Изд-во Сиб. гос. аэрокосмич. ун-та, 2006. -С. 12-13.

10 Ендуткина, Е. А. Исследование устойчивости движения ракеты-носителя с учётом квазистатического изгиба корпуса [Текст]/Е. А. Ендуткина // Международная молодёжная научная конференция «XIV Туполевские чтения»: материалы конференции. Том I. - Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2006.-С. 10-11.

11 Ендуткина, Е. А. Оценка допустимости фактических характеристик ветра при пусках ракет-носителей [Текст]/Е. А. Ендуткина // 6-я Международная конференция «Авиация и космонавтика-2007»: тезисы докладов. -М.: Изд-во МАИ, 2007. - С. 63.

12 Ендуткина, Е. А. Анализ устойчивости движения ракеты-носителя с учётом влияния изгиба корпуса на аэродинамические характеристики [Текст]/Е. А. Ендуткина // ЕХ Королёвские чтения: материалы Всероссийской молодёжной научной конференции с международным участием: тезисы докладов. - Самара: Изд-во СГАУ, 2007. - С. 23.

13 Ендуткина, Е. А. Разработка программы оценки допустимости фактических характеристик ветра при пусках ракет-носителей [Текст]/Е. А. Ендуткина // Научно-техническая конференция молодёжи ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» «Инновационные разработки- основа создания мирового лидирующего продукта в ракетно-космической отрасли»: тезисы докладов,- Самара, 2007. - С. 19-20.

14 Дмитриев, В. В. Методика формирования профилей ветра, используемых для расчёта опорных программ выведения ракет-носителей [Текст]/В. В. Дмитриев, Е. А. Ендуткина // Системный анализ, управление и навигация: Сборник тезисов докладов. - М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2009. - С. 53-55.

15 Ендуткина, Е. А. «Сглаживание» ветровых профилей, полученных по результатам зондирования атмосферы перед пуском ракеты-носителя, при оперативном расчете бортового полётного задания [Текст]/Е. А. Ендуткина // Материалы Всероссийской научно-технической конференции «Актуальные проблемы ракетно-космической техники и её роль в устойчивом социально-экономическом развитии общества». -Самара: СНЦ РАН, 2009. - С. 119-120.

16 Ендуткина, Е. А. Анализ эффективности методики «сглаживания» ветровых профилей, характеризующихся значительной турбулентностью [Текст]/Е. А. Ендуткина II 8-я Международная конференция «Авиация и космонавтика-2009»: тезисы докладов. - М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2009. -С. 89.

17 Ендуткина, Е. А. Учёт реальных профилей ветра в программе выведения ракет-носителей как метод обеспечения устойчивости движения [Текст]/Е. А. Ендуткина II 9-я Международная конференция «Авиация и космонавтика-2010»: тезисы докладов. - СПб.: Мастерская печати, 2010. — С. 90-91.

Подписано в печать 25.03.11 Тираж 100 экз. Отпечатано с готового оригинал-макета в СГАУ . 443084, г. Самара, Московское шоссе, 34.

Введение.

Определения, обозначения и сокращения.

1 Проблема обеспечения управляемости движения РН при действии ветровых возмущений. Задачи исследования.

1.1 Состояние проблемы.

1.2 Понятие об управляемости и устойчивости движения.

1.3 Постановка задачи.

2 Математическая модель движения РН с учётом работы системы управления с контуром ограничения углов атаки и скольжения.

2.1 Основные предположения о характере движения.

2.2 Уравнения возмущённого движения первой ступени РН.

2.3 Векторно-матричная модель возмущённого движения первой ступени РН. Оценка управляемости первой ступени РН.

2.4 Особенности работы контура ограничения углов атаки и скольжения. .:.

2.5 Динамика атмосферы. Модель ветра.

3 Исследование движения первой ступени РН при действии различных ветровых возмущений по результатам моделирования.

3.1 Описание программного комплекса моделирования движения первой ступени РН.

3.2 Анализ результатов моделирования движения РН в канале рыскания.

3.2.1 Анализ результатов моделирования движения РН при действии «пологого» ветра.

3.2.2 Анализ результатов моделирования движения РН при действии «градиентного» ветра.

3.3 Исследование движения РН с крупногабаритным надкалиберным головным обтекателем.

3.3.1 Исследование движения РН при действии «пологого» ветра.

3.3.2 Исследование движения РН при действии «градиентного» ветра. . 81 3.4 Методика принятия решения о возможности проведения пуска РН на основании данных зондирования атмосферы перед пуском.

4 Формирование профилей ветра со сглаживанием флуктуаций.

4.1 Влияние профилей ветра с флуктуациями на движение РН.

4.2 Методика формирования моделей расчётных профилей ветра.

4.3 Описание программного комплекса формирования расчётных профилей ветра.

4.4 Анализ результатов моделирования движения первой ступени РН при действии ветра с расчётными профилями со сглаживанием флуктуаций.

5 Исследование движения первой ступени РН при расчёте программы выведения с расчётными профилями ветра со сглаживанием флуктуаций.

5.1 Уравнения возмущённого движения первой ступени РН в случае расчёта программы выведения с расчётными профилями ветра.

5.2 Оценка эффективности расчёта программы выведения РН с расчётными профилями ветра со сглаживанием флуктуаций.

5.3 Описание метода обеспечения управляемости движения первой ступени РН.

5.4 Алгоритм учёта расчётного профиля ветра в программе выведения РН.

Современный этап развития ракетно-космической техники характеризуется дальнейшей интенсификацией космических исследований, которые требуют разработки и создания разнообразных космических аппаратов (КА), различающихся как по габаритно-массовым характеристикам, так и по конструктивно-компоновочным схемам. Кроме того, целый ряд проектов космических исследований требует выведения на орбиту сразу нескольких КА, что предъявляет особые требования к конструкции головной части ракеты-носителя (РН), в частности, приводит к применению крупногабаритных надкалиберных головных обтекателей (ГО).

Динамика РН с подобным надкалиберным ГО становится весьма чувствительной к действию ветровых возмущений особенно на атмосферном участке полёта. На атмосферном участке полёта РН при действии ветровых возмущений появляется поперечная, по отношению к корпусу РН, составляющая скорости набегающего потока воздуха. Под действием системы распределенных аэродинамических моментов сил и уравновешивающих их моментов от инерционных сил и сил, создаваемых исполнительными органами системы управления (СУ), происходит изгиб продольной оси РН.

Крупные габариты надкалиберного ГО и изгиб продольной оси РН приводят к смещению центра давления к носу РН, увеличению коэффициента подъёмной силы и, соответственно, к увеличению нагрузок на конструкцию РН.

Для снижения нагрузок на корпус РН в автомат стабилизации (АС) наряду с контурами угловой и нормальной стабилизации вводится дополнительный контур ограничения углов атаки и скольжения. При этом необходимость обеспечения управляемости движения РН приводит к достаточно узкому диапазону допустимых характеристик ветра, при которых возможен пуск РН.

В настоящее время формирование полётного задания (ПЗ) РН класса «Союз-2» проводится с учётом действия на РН средней зональной скорости ветра. Тем не менее, наличие интенсивных ветровых возмущений в районе космодрома приводит к тому, что более, чем в 50 % случаев ветровой обстановки пуск РН переносится. Из четырёх осуществленных пусков РН класса «Союз-2» с крупногабаритным ГО диаметром 4,1 м (всего в 20052010 гг. проведено девять пусков РН класса «Союз-2») пуск двух из них переносился из-за интенсивных ветровых воздействий в районе космодрома.

Необходимо также отметить, что каждый перенос пуска РН по метеоусловиям сопряжен со значительными экономическими потерями (слив компонентов топлива, проведение новой заправки и других работ по регламенту предпусковых операций).

В связи с вышеуказанным возникает актуальная задача обеспечения управляемости движения первой ступени РН на основе учёта в программе выведения расчётных профилей ветра.

С целью расширения диапазона допустимых ветровых возмущений, при которых возможен пуск РН, для обеспечения управляемости РН необходим оперативный расчёт программ выведения в ПЗ с учётом расчётного профиля ветра, полученного путём зондирования атмосферы непосредственно перед пуском РН.

Исследованиям управляемости и устойчивости движения РН посвящено достаточно много работ, из них основополагающими являются работы И. М. Рапопорта [1], Б. И. Рабиновича [2, 3], К. С. Колесникова [4], А. А. Дмитриевского [5], И. В. Остославского [6, 7] и др. Управляемости движения на конечном интервале времени посвящены работы Г.В.Каменкова [8, 9], Т. К. Сиразетдинова [10], Н.Д.Моисеева [11], К. А. Карачарова [12]. Требования к АС для обеспечения устойчивости движения отражены в работах Я. Е. Айзенберга [13, 14], В. Г. Сухорёброго [13], В. В. Солодовникова [15, 16]. Проблеме исследования влияния атмосферных возмущений на движение летательных аппаратов в плотных слоях атмосферы посвящены работы Е. П. Школьного и Л. А. Майбороды [17, 18], Ю. П. Доброленского [19].

Актуальность работы определяется необходимостью обеспечения управляемости движения первой ступени РН с крупногабаритным надкалиберным ГО при действующих в районе космодрома ветровых возмущениях, превышающих установленный минимум ветровой обстановки.

Целью работы является обеспечение управляемости первой ступени РН с крупногабаритным надкалиберным ГО при ветровых возмущениях, характеристики которых формируются по результатам зондирования атмосферы перед пуском РН.

Объектом исследования является РН с крупногабаритным надкалиберным ГО на атмосферном участке полёта.

Предметом исследования являются динамические характеристики первой ступени РН в возмущённом движении.

Основными методами исследования являются математическое моделирование, которое имеет большую значимость при отсутствии возможности экспериментирования на реальной РН, а также методы аппроксимации, методы решения систем алгебраических уравнений, численные методы решения дифференциальных уравнений.

Научная новизна диссертационной работы состоит в следующем:

1. Разработан метод формирования ПЗ первой ступени РН, обеспечивающий управляемость РН в условиях более интенсивных ветровых возмущений по сравнению с установленным минимумом ветровой обстановки.

2. Разработана методика построения расчётных профилей ветра со сглаживанием флуктуаций, использующая данные зондирования атмосферы непосредственно перед пуском РН.

3. Предложен алгоритм использования расчётных профилей ветра со сглаживанием флуктуаций в автомате стабилизации с целью минимизации динамических нагрузок на корпус РН.

Практическая значимость диссертационной работы.

1. Технические предложения по расчёту ПЗ на основе моделей профиля ветра со сглаживанием флуктуаций, что позволяет проводить пуск РН при более интенсивных ветровых возмущениях по сравнению с установленным минимумом ветровой обстановки.

2. Систематизированные результаты численного анализа влияния колебаний скорости ветра на параметры движения первой ступени РН, в том числе, на угловые отклонения рулевых органов, позволившие формировать модели ветра со сглаживанием флуктуаций, используемые в ПЗ.

3. Исследовательский программно-методический комплекс расчёта возмущённого движения первой ступени РН с учётом моделирования работы АС в каналах тангажа и рыскания и контура ограничения углов атаки и скольжения для оценки управляемости движения РН по траектории выведения.

Структура диссертации

Содержание работы изложено в пяти главах.

В первой главе обозначена проблема обеспечения управляемости движения первой ступени РН с крупногабаритным надкалиберным ГО при действии ветровых возмущений. Описаны основные функции СУ, одной из которых является функция ограничения нагрузок на корпус РН, описаны условия обеспечения управляемого и устойчивого полёта.

Во второй главе описана математическая модель возмущенного движения РН на атмосферном участке полёта. Построена линеаризованная векторно-матричная модель возмущённого движения первой ступени РН, на основе которой вычислена матрица управляемости. Описаны особенности структуры АС и алгоритмов стабилизации, а также ограничения, наложенные на параметры движения РН с целью обеспечения устойчивости движения. Приведены способы построения профилей ветровых воздействий.

В третьей главе проведено исследование движения первой ступени РН при различных характеристиках ветровых воздействий. Приведено описание разработанного программного комплекса моделирования движения РН с учётом структурной схемы алгоритмов стабилизации на участке полёта первой ступени РН. Оценена эффективность работы контура ограничения углов атаки и скольжения. Анализ результатов моделирования движения первой ступени РН с крупногабаритным надкалиберным ГО выявил необходимость определения характеристик ветра, при которых возможен пуск РН. Описана методика принятия решения о возможности проведения пуска РН с учётом данных предстартового зондирования атмосферы.

В четвёртой главе описано влияние колебаний скорости ветра, наблюдающихся в профиле действующего на РН ветра, на параметры движения РН (в том числе, на угловые отклонения рулевых органов РН). Приведено описание методики формирования профилей ветра со сглаживанием флуктуаций, а также описание соответствующего программного комплекса. На основании анализа результатов моделирования движения первой ступени РН при действии ветра с профилями со сглаживанием флуктуаций сделан вывод о том, что такие параметры движения РН, как координаты и скорости, а также угловые отклонения рулевых органов, характеризуются значительно меньшими скоростями изменения этих параметров.

В пятой главе проведено исследование возмущённого движения первой ступени РН при расчёте ПЗ с профилями ветра, сформированными со сглаживанием флуктуаций. Сделан вывод о том, что при предлагаемом учёте в программе выведения сформированных профилей ветра возмущённое движение РН происходит при действии ветра с профилем, представляющим собой разность между фактическим и расчётным профилями; параметры движения РН, в том числе угловые отклонения рулевых органов, характеризуются значительно меньшими величинами, обуславливая снижение нагрузок на корпус РН. Показано, что при невыполнении требований по допустимым фактическим ветровым характеристикам расчёт ПЗ с профилями ветра, сформированными со сглаживанием флуктуаций, представляет собой метод обеспечения управляемости движения первой ступени РН. Описан разработанный алгоритм учёта расчётного профиля ветра в программе выведения РН.

Апробация результатов, полученных в диссертационной работе, осуществлялась в рамках следующих научных конференций:

- Международная молодёжная научная конференция «XII Туполевские чтения» (г. Казань, 2004 г.);

- 5-я Международная конференция «Авиация и космонавтика—2006» (г. Москва, 2006 г.);

- X Международная научная конференция «Решетнёвские чтения» г. Красноярск, 2006 г.);

- Международная молодёжная научная конференция «XIV Туполевские чтения» (г. Казань, 2006 г.);

- XIII Всероссийский научно-технический семинар «Управление движением и навигация летательных аппаратов» (г. Самара, 2007 г.);

- 6-я Международная конференция «Авиация и космонавтика-2007» (г. Москва, 2007 г.);

- Всероссийская молодёжная научная конференция с международным участием «IX Королёвские чтения» (г. Самара, 2007 г.);

- Научно-техническая конференция молодёжи ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» (г. Самара, 2007 г.);

- XXXVIII Уральский семинар «Механика и процессы управления» (г. Екатеринбург, 2008 г.);

- XIV Всероссийский научно-технический семинар «Управление движением и навигация летательных аппаратов» (г. Самара, 2009 г.);

- 14-я Международная научная конференция «Системный анализ, управление и навигация» (Крым, г. Евпатория, 2009 г.);

- Всероссийская научно-техническая конференция «Актуальные проблемы ракетно-космической техники и её роль в устойчивом социально-экономическом развитии общества» (г. Самара, 2009 г.);

- 8-я Международная конференция «Авиация и космонавтика-2009» (г. Москва, 2009 г.);

- VIII Международная научная конференция «Синергетика природных, технических и социально-экономических систем» (г. Тольятти, 2010 г.);

- 9-я Международная конференция «Авиация и космонавтика—2010» (г. Москва, 2010 г.).

Научная работа проведена в рамках реализации ФЦП «Научные и научно-педагогические кадры инновационной России» на 2009-2013 годы.

Публикации. Материалы, вошедшие в диссертацию, опубликованы в семнадцати печатных работах [20*—36*]1, в частности,

- в журнале «Известия Самарского научного центра РАН» (журнал включён в перечень ВАК) (2009 г.) [20*];

- в журнале «Вестник Самарского государственного университета» (журнал включён в перечень ВАК) (2009 г.) [21*];

- в журнале «Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С. П. Королёва (национального исследовательского университета)» (журнал включён в перечень ВАК) (2010 г.) [22*];

- в сборнике трудов XIII Всероссийского научно-технического семинара «Управление движением и навигация летательных аппаратов» (2007 г.) [23*];

- в сборнике трудов XXXVIII Уральского семинара «Механика и процессы управления» (2008 г.) [24*];

1 Здесь и далее звездочкой отмечены работы, содержащие результаты, полученные автором

10

- в сборнике статей VIII Международной научно-технической конференции «Синергетика природных, технических и социально-экономических систем» (2010 г.) [25*].

Научно-исследовательская работа, включающая материалы диссертационной работы, вошла в число победителей областного конкурса «Молодой учёный»-2010.

Реализация. Результаты диссертационной работы и программное обеспечение, созданное автором, внедрены в практику проектных работ Федерального государственного унитарного предприятия «Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс» (г. Самара) и в учебный процесс Государственного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет)», о чём имеются соответствующие акты.

Определения, обозначения и сокращения

АС — автомат стабилизации ББ — боковой блок

БДУС — блок датчиков угловой скорости

БЦВМ — бортовая цифровая вычислительная машина

ГО — головной обтекатель

ГСП - гиростабилизированная платформа

ДУ — двигательная установка

КА - космический аппарат

ККП - комплекс командных приборов

КП - команда пуска

ПЗ - полётное задание

РН — ракета-носитель

РО — рулевой орган

СУ — система управления

ЦБ - центральный блок

7 - скоростной напор т — относительное время на участке полёта первой ступени (время полёта, отнесенное ко времени конца работы первой ступени) 3 — угол тангажа ц/ - угол рыскания ф — угол крена а — угол атаки у3 — угол скольжения у, г - смещение положения центра масс РН в направлении осей СУ]5

Уу, У2 — вариация скорости центра масс РН в направлении осей СТ15

8Ц, Зб — угловое отклонение рулевого органа (РО), установленного на

ЦБ и ББ соответственно бв — угловое отклонение воздушного руля

Мвд, Мв{//, Мв(р — возмущающие угловые ускорения Рву, Рв2 — возмущающие линейные ускорения а33> аЭУу> аЭ5ц> а956> а95в> аУуЭ> аУуУу> аУуЗц> аУуёб> аУуЗв> ац/8ц> ау8б* ач/5д> а У 2 ц/ > аУгУ2> аУг6Ц' аУ25б> аУгЗв> а <рЗ ' а<рЗб> а(р8в~ коэффициенты уравнений возмущённого движения

Ь - длина РН

Бм - площадь миделя т — масса ступени

1ХХ, 1 уу, 1гг - главные центральные моменты инерции ступени Рупр ц, Рупр 6 - тяга управляющих двигателей ЦБ, ББ Р - тяга управляющего сопла ДУ

К •> I ~ расстояние от среза корпуса до места приложения управляющей силы гц 5 гб' гв> г ~ плечи управляющих органов по каналу крена

Су — производная по углу атаки от коэффициента нормальной силы

Су — производная по углу атаки от коэффициента аэродинамической подъёмной силы

См - относительное положение центра масс по длине корпуса РН (отсчитывается от нижнего среза корпуса)

Са — относительное положение центра давления по длине корпуса РН (отсчитывается от нижнего среза корпуса)

Су — производная коэффициента нормальной силы воздушного руля V — относительная скорость РН а 9Зх > а Vу ¿е ' а цгдъ > а Уу 8Ъ> а <р5ъ ~ суммарные эффективности управляющих органов

- координата, характеризующая упругие перемещения корпуса РН при колебаниях в канале тангажа х) - форма собственных колебаний корпуса РН / -тона а>1 - частота собственных колебаний корпуса РН / -тона хм - положение центра масс по длине корпуса РН м> — скорость ветра Н — высота

- составляющие скорости ветра по осям СУ1 и С2Х системы координат, связанной с РН

III (/ = 0,1,., N ) - высоты, на которых производилось зондирование

N - число высот, на которых производилось зондирование

Ру^ — азимут ветра по результатам зондирования

Р0 — азимут пуска

Зпр - программный угол тангажа цг - программный угол рыскания

Основные результаты работы заключаются в следующем.

1. Проведённые исследования показали возможность проведения пуска РН при более интенсивных ветровых возмущениях по сравнению с существующей практикой пусков.

2. Для оценки управляемости РН по траектории на основе линеаризованной матричной модели возмущённого движения вычислена матрица управляемости, понижающая ранг при постановке органов управления РН на упор, что свидетельствует о потере управляемости.

3. Анализ динамики РН с крупногабаритным надкалиберным ГО приводит к необходимости введения допустимых расчётных характеристик модели ветра (допустимых скоростей ветра и градиентов скорости ветра), при которых возможен пуск РН, в зоне максимальных значений скоростного напора.

4. Разработан алгоритм формирования расчётных профилей ветра со сглаживанием флуктуаций на основе результатов зондирования атмосферы перед пуском РН. Для реализации алгоритма разработан соответствующий программный комплекс.

5. Использование расчётных профилей ветра, сформированных по разработанному алгоритму, при расчёте программ выведения РН позволяет существенно снизить значения угловых отклонений рулевых органов, что, в свою очередь, позволяет снизить нагрузки на корпус РН.

Таким образом, предлагаемый расчёт ПЗ с профилями ветра, сформированными со сглаживанием флуктуаций, позволяет обеспечивать управляемость первой ступени РН по траектории выведения при действии интенсивных ветровых возмущений, превышающих установленный минимум ветровой обстановки.

1. Абгарян, К. А. Динамика ракет Текст./К. А. Абгарян, И. М. Рапопорт. — М.: Машиностроение, 1969. — 379 с.

2. Рабинович, Б. И. Введение в динамику ракет-носителей космических аппаратов Текст./Б. И. Рабинович. — М.: Машиностроение, 1983.— 296 с.

3. Рабинович, Б. И. Математическая модель космического аппарата с полостью, частично заполненной жидкостью. Режим стационарного вращения Текст./Б. И. Рабинович // Общероссийский научно-технический журнал «Полёт». — 2003. — № 8. — С. 55-60.

4. Колесников, К. С. Динамика ракет Текст.: учебник для вузов/К. С. Колесников. — М.: Машиностроение, 1980. — 376 с.

5. Дмитриевский, А. А. Внешняя баллистика Текст.: учебник для вузов/А. А. Дмитриевский, Л. Н. Лысенко. — М.: Машиностроение, 2005.-608 с.

6. Остославский, И. В. Динамика полёта. Траектория летательных аппаратов Текст./И. В. Остославский, И. В. Стражева. М.: Машиностроение, 1969. - 499 с.

7. Остославский, И. В. Динамика полёта. Устойчивость и управляемость летательных аппаратов Текст.: Учеб. для авиац. втузов/И. В. Остославский, И. В. Стражева. — М.: Машиностроение, 1965.-467 с.

8. Каменков, Г. В. Избранные труды Текст.: в 2т./Г. В. Каменков. Т. 1: Устойчивость движения. Колебания. Аэродинамика. — М.: Наука, 1971. -255 с.

9. Каменков, Г. В. Избранные труды Текст.: в 2т./Г. В. Каменков. Т. 2: Устойчивость и колебания нелинейных систем. — М.: Наука, 1972.— 214 с.

10. Сиразетдинов, Т.К. Устойчивость систем с распределенными параметрами Текст./ Т. К. Сиразетдинов. — Новосибирск: Наука, 1987. — 232 с.

11. Моисеев, Н. Д. Очерки развития теории устойчивости Текст./Н. Д. Моисеев. — М.-Л.: техн.теор.лит., 1949. — 663 с.

12. Карачаров, К. А. Введение в техническую теорию устойчивости движения Текст./К. А. Карачаров, А. Г. Пилютик. М.: Физматгиз, 1962.-244 с.

13. Айзенберг, Я. Е. Проектирование систем стабилизации носителей космических аппаратов Текст./Я. Е. Айзенберг, В. Г. Сухоребрый. М.: Машиностроение, 1986. - 224 с.

14. Айзенберг, Я. Е. Динамические свойства летательного аппарата с ЖРД и требования к автомату стабилизации Текст.: учеб. пособие/Я. Е. Айзенберг, Ю. М. Борушко. Харьк. авиац. ин-т, 1984. — 97 с.

15. Солодовников, В. В. Теория автоматического управления техническими системами Текст.: Учебное пособие/В. В. Солодовников, В. Н. Плотников, А. В. Яковлев. М.: Изд-во МГТУ, 1993. - 492 с.

16. Солодовников, В. В. Основы теории и элементы систем автоматического регулирования Текст./В. В. Солодовников, В. Н. Плотников, А. В. Яковлев. М.: Машиностроение, 1985. - 535 с.

17. Школьный, Е. П. Атмосфера и управление движением летательных аппаратов Текст./Е. П. Школьный, Л. А. Майборода. — Л.: Гидрометеоиздат, 1973. 307 с.

18. Майборода, Ю. Л. Атмосфера и управление движением Текст./ Ю. Л. Майборода. Л.: Гидрометеоиздат, 1987.

19. Исходные данные для анализа системы управления РН с КА «Метоп». 353П14А14-27819-1108,- Самара: ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс», 2004. 93 с.

20. Мануйлов, Ю. С. Концептуальные основы управления в условиях неопределённости Текст./Ю. С. Мануйлов, Е. А. Новиков. СПб.: BKA им. А. Ф. Можайского, 2008. - 121 с.

21. Малкин, И. Г. Теория устойчивости движения Текст./И. Г. Малкин. — М.: Гостехиздат, 1966. 530 с.

22. Попов, Е. П. Теория линейных систем автоматического регулирования и управления Текст./Е. П. Попов. — М.: Главная редакция физико-математической литературы издательства «Наука», 1989. — 304 с.

23. Юревич, Е. И. Теория автоматического управления Текст.: учебник для вузов/Е. И. Юревич. СПб.: БХВ-Петербург, 2007. - 560 с.

24. Никулин, Е. А. Основы теории автоматического управления. Частотные методы анализа и синтеза систем Текст.: учебное пособие для вузов/Е. А. Никулин. СПб.: БХВ-Петербург, 2004. - 640 с.

25. Абгарян, К. А. Динамика ракет Текст.: учебник для студентов вузов/К. А. Абгарян, Э. JI. Калязин, В. П. Мишин М.: Машиностроение, 1990. — 464 с.

26. Абгарян, К. А. Введение в теорию устойчивости движения на конечном интервале времени Текст./К. А. Абгарян. М.: Наука, 1992. - 160 с.

27. Захарова, М. В. Оценка безопасности функционирования динамической системы на основе технической устойчивости Текст./М. В. Захарова, О. В. Дружинина, Т. С. Мулкиджан // Наукоемкие технологии. Т. 8. М., 2007.-№10.-С. 32-40.

28. Востриков, А. С. Теория автоматического регулирования Текст.: учебное пособие/А. С. Востриков, Г. А. Французова. — Новосибирск: Изд-во НГТУ, 2006. 368 с.

29. Теоретические основы управления полётом баллистических ракет и головных частей Текст./Под ред. Г. Н. Разорёнова. — М.: В А РВСН, 2001.-406 с.

30. Разоренов, Г. Н. Системы управления летательными аппаратами Текст./Г. Н. Разорёнов, Э. А. Бахрамов, Ю. Ф. Титов. М.: Машиностроение, 2003. - 584 с.

31. Дорф, Р. Современные системы управления Текст./Р. Дорф, Р. Бишоп. -М.: Лаборатория базовых знаний, 2002. 832 с.

32. Хоббс, М. Техника управления ракетами Текст./М. Хоббс. М.: Военное изд-во Министерства обороны СССР, 1963. - 140 с.

33. Васильев, К. К. Теория автоматического управления (Следящие системы) Текст./ К. К. Васильев. Ульяновск: УлГТУ, 2001. - 94 с.

34. Гольденберг, Л. М. Цифровая обработка сигналов Текст./ Л. М. Гольденберг, Б. Д. Матюшкин, М. Н. Поляк. М.: Радио и связь, 1990.-256 с.

35. Матов, В. И. Бортовые цифровые вычислительные машины и системы Текст./ В. И. Матов, Ю. А. Белоусов, Е. П. Федосеев. М.: Высшая школа, 1988.-216 с.

36. Discovery стартует завтра, если не помешает погода. 30 июня 2006 года. Новости космоса// Официальный сайт Научного центра оперативного мониторинга Земли (НЦ ОМЗ). URL: http ://www.ntsomz.ru/news/newscosmos/chattle3 00 60 6 (дата обращения: 06.04.2010)

37. Запуск «шаттла» Atlantis отложен из-за погодных условий // Roll News Agency. URL: http://www.rol.ru/misc/spacenews/00/04/25650.htm (дата обращения: 31.05.2010)

38. Первый запуск американской ракеты с российским двигателем // Новости космонавтики. URL: http://novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/210/article20.shtml (дата обращения: 18.08.2010)

39. Справочник по теории автоматического управления Текст./под ред.

40. B. П. Красовского. — М.: Наука, 1987. 711 с.

41. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов Текст./под ред. В. П. Мишина и В. К. Карраска. — М.: Машиностроение, 1991.-208 с.

42. Сихарулидзе, Ю.Г. Баллистика летательных аппаратов Текст./Ю.Г. Сихарулидзе. -М.: Наука, 1982. 352 с.

43. Лебедев, А. А. Динамика полёта беспилотных летательных аппаратов Текст.: учебное пособие для вузов/А. А. Лебедев, Л. С. Чернобровкин. -М.: Машиностроение, 1973. 616 с.

44. Богаткин, О. Г. Авиационная метеорология Текст./ О. Г. Богаткин. — СПб.: Издательство РГГМУ, 2005. 328 с.

45. Арене, В. Д. Динамика систем управления ракет с бортовыми цифровыми вычислительными машинами Текст./В. Д. Арене,

46. C. М. Федоров, М. С. Хитрик. М.: Машиностроение, 1976. - 272 с.

47. Аппазов, Р. Ф. Методы проектирования траекторий носителей и спутников земли Текст./ Р. Ф. Аппазов, О.Г.Сытин.- М.: Наука, 1987.-440 с.

48. Бромберг, П. В. Теория инерциальных систем навигации Текст./ П. В. Бромберг. М.: Наука, 1979. - 294 с.

49. Сухорченков, Б. И. Методы анализа характеристик летательных аппаратов Текст./Б. И. Сухорченков, В. А. Меньшиков. — М.: Машиностроение, 1995. — 368 с.

50. Сухорченков, Б. И. Математические модели и методы анализа характеристик летательных аппаратов Текст./Б. И. Сухорченков. — М.: МО СССР, 1989.-225 с.

51. Исследование алгоритмов стабилизации РН «Союз-2» с целью подтверждения выполнения требований ТЗ на СУ Текст.: научно-технический отчет: 851-8504/04/исполн. М.И.Ковригин [и др.]. М.: ЦНИИмаш, 2005. - 301 с.

52. Матвеев, JI. Т. Физика атмосферы Текст./Л. Т. Матвеев. — СПб.: Гидрометеоиздат, 2000. — 777 с.

53. Аргучинцев, В. К. Динамика атмосферы Текст.: учебное пособие/В. К. Аргучинцев. Иркутск: Иркутский государственный университет, 2006. — 130 с.

54. Погосян, X. П. Общая циркуляция атмосферы Текст./Х. П. Погосян. -JL: Гидрометеоиздат, 1972. — 394 с.

55. Дроздов, О. А. Климатология Текст./ О. А. Дроздов, В. А. Васильев, Н. В. Кобышева. — М.: Гидрометеоиздат, 1989. 568 с.

56. Погосян, X. П. О влиянии солнечной активности на изменения температуры и циркуляция в стратосфере Текст./Х. П. Погосян, А. А. Павловская // Метеорология и гидрология. М., 1966. - № 3.

57. Смольянов, А. В. Измерение турбулентных пульсаций Текст./ А. В. Смольянов, В. М. Ткаченко. — Л.: Энергия, 1980. — 264 с.

58. Бредшоу, П. Турбулентность Текст./ П. Бредшоу, Т. Себеси, Г. Г. Фернгольц. М.: Машиностроение, 1980. — 343 с.

59. Берже, П. Порядок в хаосе. О детерминистическом подходе к турбулентности Текст./ П. Берже, И. Помо, К. Видаль. М.: Мир, 1991.-368 с.

60. Хргиан, А. X. Физика атмосферы Текст./А. X. Хргиан. М.: МГУ, 1986.-328 с.

61. Статистический анализ метеорологической информации Текст./под ред. Р. Г. Рейтенбаха // Труды ВНИИГМИ-МЦД. М.: Московское отделение гидрометеорологии, 1996. - №1. — С. 1—80.

62. Пугачёв, В. С. Статистические методы в технической кибернетике Текст./В. С. Пугачёв. М.: Радио, 1971. - 192 с.

63. Калиткин, Н. Н. Численные методы Текст.: учеб. пособие для вузов/Н. Н. Калиткин. М.: Наука, 1978. - 512 с.

64. Корн, Г. Справочник по математике для научных работников и инженеров Текст./Г. Корн, Т. Корн. -М.: Наука, 1978. 831 с.

65. Исходные данные для анализа системы управления РН «Союз-СТ» (изделие 372РН21). 353П372РН21А-25418-1112. Самара: ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс», 2000. - 120 с.

66. Текст файлов характеристик РН и ДУ Текст файла fdata.txt

67. Параметры траектории активного участка полёта РН 1:, с — время

68. Результаты моделирования движения РН в «нижнем» режиме при действии ветра по данным зондирования в районе Гвианского космического центра3, град

69. О 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1

70. Рисунок Б.1 Зависимость 5(г) в «нижнем» режиме при действии ветра (—— с профилем, построенным по данным зондирования, -с профилем, сформированным со сглаживанием флуктуаций)ь—выход РО на упор0,30.40,90,5 0,6 0,7 0,8

71. Рисунок Б.З Зависимость у/{т) в «нижнем» режиме при действии ветра (■—— с профилем, построенным по данным зондирования,-с профилем, сформированным со сглаживанием флуктуаций)1471. ЦТ, град/с2 1,5 10,5 0-0,5 -1 -1,5 -2 -2,5 -3 -3,5

72. О 0,1 0,2 0,3 0,4 0.5 0,6 0,7 0,8 0,9 1

73. I 1 < " \f \XJ < 1 I 1 :; \ * 1 I ! 1 ; выход РО на упор 1 1 ■ 11 1 1 ; 1 ■ I -- 1| ; ! 1 ; ; -----^ тах ——- | , -50100

74. ОД 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1

75. О 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1

76. Рисунок Б.6 Зависимость У2 (г) в «нижнем» режиме при действии ветра (— с профилем, построенным по данным зондирования, -с профилем, сформированным со сглаживанием флуктуаций)

77. Результаты моделирования движения РН в номинальном режиме при действии ветра по данным зондирования в районе Гвианского космического центра1. X-Ч-Ч-ч ч ч Ч Ч Ч Ч—X-V

78. О 0.1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,91

79. Рисунок Б.7 Зависимость с>(г) в номинальном режиме (—— с профилем,построенным по данным зондирования,-с профилем, действующим на РНв возмущённом движении при учёте в ПЗ сформированного профиля)1. Р,град

80. Рисунок Б.8 Зависимость ¡3 (г) в номинальном режиме (— с профилем,построенным по данным зондирования,-с профилем, действующим на РНв возмущённом движении при учёте в ПЗ сформированного профиля)1. У, град

81. О 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1

82. Рисунок Б.9 — Зависимость у/ (т) в номинальном режиме (— с профилем,построенным по данным зондирования,-с профилем, действующим на РНв возмущённом движении при учёте в ПЗ сформированного профиля)151у/, град/с-1,:>О

83. ОД 0.2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1

84. Рисунок Б.11 Зависимость г(т) в номинальном режиме (—— с профилем,построенным по данным зондирования,-с профилем, действующим на РНв возмущённом движении при учёте в ПЗ сформированного профиля)1521. К,, м/с

85. Рисунок Б. 12 Зависимость У2 (г) в номинальном режиме (-с профилем,построенным по данным зондирования,-с профилем, действующим на РНв возмущённом движении при учёте в ПЗ сформированного профиля)