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

Ецдуткина 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

О 3 0Е5 2011

Самара-2010

4853692

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 18 февраля 2011 г. в _ часов

на заседании диссертационного совета Д 212.215.04 при Государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. Г1. Королёва (национальный исследовательский университет)», расположенном по адресу: 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке СГАУ.

Автореферат разослан 17 января 2011 г.

Учёный секретарь диссертационного совета, кандидат технических наук, доцент

Научный руководитель:

Официальные оппоненты:

Ведущая организация:

Прохоров А. Г.

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 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.

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 жёстким ограничениям на характеристики 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 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 трёх 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 ограничений на ветровые возмущения, при которых допустим пуск РН, для обеспечения управляемости РН необходим оперативный расчёт программ выведения в ГО 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 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. Б. 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:

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 флуктуации, 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:

1. 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 РН.

Апробация результатов, полученных в диссертационной работе, осуществлялась в рамках следующих научных конференций: Международная молодёжная научная конференция «ХП 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.); Х1П 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 диссертации опубликованы в шестнадцати печатных работах, из них две статьи в рецензируемых журналах [1, 2], три статьи в сборниках трудов [3-5] и одиннадцать тезисов докладов [6-16].

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 85 наименований, двух приложений. Работа изложена на 152 страницах, содержит 83 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, определенного 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

гапк[к]=3, (1)

где

К = [л | АВ j Агв\ - 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\к\=Ъ, 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 rank [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 от программных значений угловых скоростей тангажа и рыскания (для РН класса «Союз-2» величиной 1%);

- 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 БЦВМ. АС рассматривался как дискретная линеаризованная система с переменными коэффициентами. АС задавался разностными уравнениями с учётом различных периодов квантования по каналам стабилизации и временного запаздывания БЦВМ.

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 значений скоростного напора дтгх 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 /? от относительного времени полёта первой ступени г по результатам моделирования движения в канале рыскания с учётом изгиба продольной оси при действии ветра с профилем, представленным на рисунке 1.

На основании анализа результатов моделирования движения первой ступени РН с учётом изгиба продольной оси сделан вывод о том, что при действии «градиентного»

Я, км

4 3 2 1 О -1 -2 -3 -4

/?,град

и>,м/с

О 10 20 30 40 50 60 70

Рисунок 1 - Профиль «пологого» ветра

/! / 1 /1 ^ / / /

\ ог че ни

к I

I |

!

N ! \ ч Ч 4 ч ч ч ч. ч ч

0,0 ОД 0.2 0,3 0,4 0.5 0.6 0,7 0,8 0.9 1.0

Рисунок 2 - Зависимость у? (г) в зоне д тлх при действии «пологого» ветра (— номинальный режим,-«нижний» режим,-«верхний» режим)

ветра на движение РН наблюдается потеря управляемости при больших величинах градиента скорости ветра, которая подтверждается тем, что гапк[к]< 3. Невыполнение требования по ограничению угловых отклонений рулевых органов РН (а также требования по ограничению нагрузок на корпус РН в зоне Чщах,) 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 ¿»(г) по результатам моделирования движения в канапе рыскания с учётом изгиба продольной оси 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 учтённых при расчёте бортового ПЗ скоростей ветра и градиентов изменения этих разностей по высоте существующих ограничений, ко-

Я, км

20

15

10

! 1 & ' !...................1.......................].........!........... г::_т_т_г_: | ■ | . ; ). —

1 [....... ..................|......... ' "......1.......... ......1....... -

1

\

1............ | м/с

0

10 20 30 40

Рисунок 3 - Профиль «градиентного» ветра

торые получены из условия обеспечения управляемости движения первой ступени РН. После получения максимально допустимой скорости ветра и градиента скорости ветра оценка допустимости фактических характеристик ветра может быть проведена без проведения моделирования движения РН.

В четвертой главе описана взаимосвязь между колебательным

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

5, град

I

1

1

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

Рисунок 4 - Зависимость 5(т) в зоне q тах при действии «градиентного» ветра с учётом изгиба продольной оси РН (—— номинальный режим, -«нижний» режим,-«верхний» режим)

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 флукгуаций. 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) м>(Н¡) на высотах зондирования Н, (г = 0,1,..., N) заменяется функцией

п

?>(Я,)= ?>*(#/) 0числом членов п<N. (2)

к=0

Коэффициенты аппроксимации ак находятся из системы уравнений

Т(<Рт'<Рк)ак=(ъ<Рт)> 0^т<п. (3)

ыо

Скалярные произведения определяются формулой

N

<р)=^ р,- м>(Н,) <р(Н,), где р ¡> 0 - весовой коэффициент. (4) 1-0

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

д>к (Я,)=Я*, 0<А£и. (5)

Система уравнений (3) для определения коэффициентов ак принимает вид

к=О

где (ЯГ, Я*)= £ Р, НГк. Я(т)= £ р, у»(Н,) НТ ■

(6)

После нахождения

коэффициентов ак расчётная скорость ветра на высотах зондирования Я, (/ = 0,1, 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 3(т) по результатам моделирования

движения в канале рыскания при действии ветра с профилями, представленными на рисунке 5.

N

I

;=0

20

Я, км

15

10

--------

N

-------- ................

.....

..... г......-

- IV, м/с

О

10

20

30

Рисунок 5 - Профиль ветра (—— построенный по данным

зондирования,-сформированный

со сглаживанием флуктуации)

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

<5, град

1 1 —» Зона д шах

1 I

'< й \г 1

Й

Г

V

V

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 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.

0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1

Рисунок 6 - Зависимость 3(т) при действии ветра (— с профилем, построенным по данным

зондирования,-с профилем, сформированным

со сглаживанием флуктуаций)

На фактические характеристики ветровых воздействий, при которых возможен пуск РН, накладываются жёсткие ограничения. В случаях потери управляемости предлагается учитывать в ПЗ профили ветра, сформированные со сглаживанием флуктуаций, 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

Я, км

Рисунок 7 - Профиль ветра (— построенный по данным

зондирования,-сформированный со

сглаживанием флуктуаций, — действующий на РН в возмущённом движении)

(рисунок 8). Угол отклонения рулевых органов РН 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 флуктуаций (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 5{т) первой ступени РН в канале рыскания в «нижнем» режиме с учётом изгиба продольной оси РН с профилями, представленными на

рисунке 7.

На основании анализа результатов моделирования сделан вывод о том, что в случае потери управляемости предлагаемый учёт в ГО 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, наглядно представлено рисунке 9 , г2 - 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

«5, град

Зона д,

0,2 0,3 0,4 0,5 0.6 0,7 0,8 0,9

Рисунок 8 - Зависимость ё(т) в «нижнем» режиме (— с профилем, построенным по данным зондирования, — с профилем, действующим на РН в возмущённом движении

при учёте в ГО сформированного профиля) что на

снос РН а вторая

составляет

часть ветровых

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

возмущений действует на РН в возмущённом 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

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

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

3. Анализ динамики РН с крупногабаритным надкалиберным ГО приводит к необходимости наложения ограничений на расчётные характеристики модели ветра (на скорости ветра и градиенты скорости ветра), при которых возможен пуск РН, в зоне максимальных значений скоростного напора.

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

5. Использование 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.

Основные публикации по теме диссертации

в изданиях, рекомендованных ВАК:

1 Евдуткина, 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;

в других изданиях:

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

2007.-С. 143-146.

4 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 XXXVIII Уральского семинара. Том 2.- Екатеринбург: УрО РАН,

2008.-С. 12-19.

5 Титов, Б. А. Синергетический подход в задаче обеспечения устойчивости движения ракет-носителей [Текст]/ Б. А. Титов, Е. А. Ендуткина // Сборник статей VIII Международной научной конференции «Синергетика природных, технических и социально-экономических систем».- Тольятти: Издательство 11 УС, 2010.- С. 105-112.

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

7 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.

8 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: Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т, 2006. -С. 12-13.

9 Ендуткина, Е. А. Исследование устойчивости движения ракеты-носителя

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

10 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.

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

12 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.

13 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.

14 Ендуткина, Е. А. «Сглаживание» ветровых профилей, полученных по результатам зондирования атмосферы перед пуском ракеты-носителя, при оперативном расчёте бортового полётного задания [Текст]/Е. А. Ендуткина // Материалы Всероссийской научно-технической конференции «Актуальные проблемы ракетно-космической техники». - Самара: СНЦ РАН, 2009. - С. 119-120.

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

2009.-С. 89.

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

2010.-С. 90-91.

Подписано в печать 14.01.11. Печать оперативная. Бумага ксероксная. Заказ 55.Тираж 100 экз. Усл. печ. л. 1.0 Отпечатано с готового оригинал-макета в типографии ООО «Инсома-пресс» 443011, г. Самара, ул. Сов. Армии,217.