Характерные особенности траектории
Тяжелые боевые баллистические ракеты и ракеты-носители стартуют вертикально. Такой старт не только обладает несомненными преимуществами перед наклонным; он является единственно возможным. Тонкостенная конструкция ракеты не способна противостоять боковым нагрузкам при движении и сходе с направляющих, а пусковая система при наклонном старте такого типа ракет по своему весу и габаритам могла бы быть сравнимой разве что с египетскими пирамидами.
Рис.3.1. Траектория баллистической ракеты
При вертикальном старте ракета устанавливается на пусковом устройстве, имеющем в простейших случаях сходство с круглым столом, снабженным сквозным центральным проемом для выхода струи двигателя.
После старта баллистическая ракета продолжает подъем по вертикали, примерно в течение 5—15 с,после чего начинается ее разворот в сторону цели.
Траекторию баллистической ракеты (рис. 3.1) можно в первом приближении рассматривать как плоскую кривую. Участок от точки старта до точки А проходится ракетой с работающим двигателем и называется активным участком, или участком выведения. Та часть траектории, где ракета испытывает заметное воздействие аэродинамических сил, называется атмосферным участком полета. Для тяжелых баллистических ракет атмосферный участок всегда короче активного. То же самое можно сказать и о составных ракетах-носителях. Отделение блоков первой ступени производится в условиях, когда аэродинамические силы уже весьма малы.
После выключения двигателя (точка А) ракета летит как свободно брошенное тело, и вид траектории определяется только притяжением Земли и начальными условиями для этого участка — координатами точки и вектором скорости в момент выключения двигателя. При подходе к цели ракета входит в плотные слои атмосферы, испытывает торможение и значительный нагрев. Этот участок траектории так и называется участком входа в атмосферу.
Траектория выведения ракеты-носителя (рис. 3.2), например двухступенчатой,по своему характеру практически не отличается от траектории дальней баллистической ракеты. В точке А заканчивают работу двигатели первой ступени. Блоки первой ступени отбрасываются и падают на Землю (точка С). Вторая ступень сообщает ракете необходимую скорость, и в конце активного участка, уже на орбите, двигатель выключается (точка В).
Рис.3.2. Траектория ракеты-носителя.
Разворот ракеты на участке выведения осуществляется органами управления по заранее выбранной программе. Ответственность за выведение ракеты несет система управления.
Выведение ракеты характеризуется программным углом φ — углом между осью ракеты и стартовым горизонтом (рис. 3.3). Зависимость угла φ от времени называется программой изменения угла тангажа. В простейших случаях для баллистических ракет относительно небольшой дальности график программы угла тангажа имеет вид кривой, показанной на рис. 3.4.
Программный угол φ близок углу наклона траектории θ (θ – угол между вектором скорости и стартовым горизонтом), но не равен ему. Между осью ракеты и касательной к траектории образуется относительно небольшой изменяющийся во времени угол α, называемый углом атаки.
Выбор способа выведения баллистической ракеты относится к классу краевых задач, когда необходимо выбрать начальные параметры программного движения при заданных условиях в конце траектории. Для боевых ракет задаются наземные координаты цели. Для ракет-носителей задается высота и вектор скорости в конце участка выведения. Для космических траекторий в краевые условия входит также астрономическое время, отвечающее моменту выведения объекта.
Траектория баллистической ракеты с необходимой точностью определяется методами численного интегрирования дифференциальных уравнений движения. Но эта операция может быть проведена лишь при условии, когда уже известны основные параметры ракеты — ее весовые и тяговые характеристики, а найти их значения можно, только располагая необходимыми сведениями о траектории. Возникает замкнутый круг неопределенностей, свойственный начальной стадии проектирования вообще любой машины, а не только ракеты-носителя.
Рис. 3.3. Угол тангажа φ на участке выведения |
Рис.3.4. Закон изменения программного угла тангажа по времени |
Дата добавления: 2014-12-26; просмотров: 5099;