Дифференциальные уравнения движения баллистической ракеты
Рассмотрим движение ракеты в одной плоскости. Для участка выведения баллистической ракеты такой упрощенный подход не ведет к сколь-либо заметным погрешностям.
На рис. 1.9 показана система сил, действующих на ракету при плоском движении. При этом плоскости x1y1 и х2у2предполагаются совпадающими с вертикальной плоскостью ху.
Согласно закону Ньютона произведение массы ракеты М на тангенциальное ускорение dv/dt= и равно сумме проекции сил на касательную к траектории. В итоге получаем:
(1.2)
Специфические особенности движения ракеты как тела переменной массы здесь уже учтены в выражении тяги Р.
Нормальное ускорение, обусловленное искривлением траектории, равно, как известно, , где — радиус кривизны траектории. (На рис. 1.9 траектория показана с положительной кривизной; в действительности ее кривизна отрицательна.)
Выражение кривизны может быть написано в виде
где θ —угол наклона касательной к траектории, отсчитываемый от неподвижного стартового горизонта (рис. 1.9), a ds — элемент дуги траектории.
Таким образом, нормальное ускорение, направленное к центру кривизны, оказывается равным .
Спроектировав все силы на нормаль к траектории полета, получим:
. (1.3)
Остается составить еще одно уравнение, связанное с вращением ракеты как жесткого целого в плоскости тангажа.
Угловое ускорение ракеты определяется второй производной от угла φ по времени. Если бы масса ракеты оставалась неизменной, то искомое уравнение мы получили бы, приравняв произведение I сумме моментов, показанных на рис. 1.9. Но дело в том, что I - момент инерции ракеты относительно поперечной оси зависит от времени. Поэтому, для того чтобы составить уравнение вращательного движения в этом простейшем случае, необходимо предварительно проделать операции, подобные тем, которые производились нами ранее при выводе уравнения поступательного движения тела переменной массы.
Представим себе некоторое тело (рис. 1.10), которое вращается относительно оси 0 с угловой скоростью ω. Пусть за время Δt к этому телу в радиальном направлении в точке А на расстоянии x1от оси с нулевой относительной круговой скоростью присоединяется масса ΔM. Момент количества движения тела после присоединения массы ΔM мы формально записываем в виде:
Приравняв изменение момента количества движения импульсу моментов Mi внешних сил, получим:
где ωx1— поперечная составляющая скорости присоединяемой массы, а — ее момент количества движения до присоединения.
Затем перейдем к пределу. Тогда
где — радиальный секундный массовый расход.
В нашем случае . Поэтому . Слагаемое , имеющее размерность момента, как раз и отражает специфику переменной массы в условиях вращательного движения. Эту величину можно одновременно трактовать и как некоторый демпфирующий момент кориолисовых сил, возникающих в результате поворота потока частиц, движущихся в баках, трубопроводах и камере двигателя. Подробнее мы поговорим об этом при рассмотрении демпфирующих моментов, действующих на ракету.
Теперь можно написать уравнение вращательного движения в плоскости полета в следующем виде:
(1.4)
где момент кориолисовых сил
(1.5)
Система дифференциальных уравнений (1.2) —(1.4) еще не является полной, и не только потому, что описывает движение ракеты в одной плоскости. Как раз для целей баллистических расчетов модель плоской траектории позволяет в достаточной мере точно определить все интересующие нас траекторные параметры. Дело совсем в другом.
Уравнения следует дополнить условиями выведения ракеты на активном участке траектории. А это, как мы знаем, обеспечивается, прежде всего, программой изменения угла тангажа.
Таким образом, на три полученных уравнения накладывается условие:
(1.6)
Но коль скоро угол заранее известным образом зависит от времени, уравнение (1.4) теряет свою дифференциальную форму и превращается в некоторую функциональную зависимость входящих в него величин. Так бы оно и было, если бы ракета в своем движении точно следовала нашим предписаниям. Но фактический угол тангажа в уравнении (1.4) и номинальный программный угол в выражении (1.6) — не одно и то же. В реальных условиях полета ракета совершает некоторые угловые колебания относительно поперечных и продольной осей. Частота и амплитуда этих колебаний зависят, конечно, от моментов инерции ракеты, но главное, — от изменения управляющих усилий во времени, в данном случае — от Yупр. А управляющие усилия, в свою очередь, зависят от принципиальной схемы и параметров настройки автомата стабилизации. Значит, система уравнений (1.2) — (1.4) должна быть дополнена еще уравнениями управления, которые указывают нам, каким образом Yупр зависит от фактического угла тангажа. Но об этом речь еще впереди.
Сейчас же следует отметить, что уравнения движения (1.2) — (1.4) могут быть положены в основу решения двоякого рода задач: с одной стороны, — баллистических, а с другой, — задач устойчивости, управления и стабилизации. Баллистика как раздел механики дает нам закон движения центра масс: координаты, скорость, ускорение номинального движения в зависимости от времени. Теория устойчивости движения, со своей стороны, отвечает на вопрос о том, в какой мере в реальных условиях выдерживается угловая ориентация ракеты на траектории. Первый класс задач для участка выведения баллистических ракет, как мы уже сказали, в проектной постановке относительно безболезненно вписывается в схему плоского движения. Для полного решения задач второго типа необходимо рассматривать угловые перемещения по всем трем осям.
Возвращаясь к структуре уравнений (1.2) — (1.4),.мы видим, что входящие в них величины остаются пока нераскрытыми. Чтобы произвести интегрирование, необходимо знать, что от чего и как зависит.
Совершенно ясно, что аэродинамические силы зависят от скорости, высоты полета и угловой ориентации ракеты относительно потока. Сила тяги не остается постоянной; она меняется хотя бы уже потому, что с высотой меняется атмосферное давление, а, кроме того, может меняться и расход компонентов. Масса ракеты во времени уменьшается в соответствии с расходом топлива. Наконец, даже ускорение силы тяжести g, если речь идет о больших высотах, должно рассматриваться как величина переменная.
Все эти вопросы мы сейчас и рассмотрим. Начнем со свойств атмосферы и аэродинамических сил.
Дата добавления: 2014-12-26; просмотров: 7102;