- •Фролов, А.Д.
- •ОГЛАВЛЕНИЕ
- •ВВЕДЕНИЕ
- •1. ПОСТАНОВКА ПРОБЛЕМЫ ПАРАМЕТРИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
- •РАКЕТ
- •1.1. Предварительные замечания
- •1.2. Сокращения, условные обозначения, индексы
- •1.3. Основные этапы процесса параметрического проектирования
- •2.1. Предварительные замечания
- •2.3. Определение массовых характеристик ракет с РДТТ
- •2.4. Определение геометрических характеристик РДТТ и ракеты
- •2.5. Определение проектно-баллистических параметров РДТТ и ракеты
- •2.6. Определение предельных секундных расходов топлива
- •2.7. Анализ и учет габаритных ограничений РДТТ и ракеты
- •2.8. Аэродинамические характеристики ракеты
- •2.9. Моменты инерции и центровочные характеристики ракеты
- •В) Расчет центровочных и моментных характеристику-й «сухой» субракеты,
- •Сtp(0 = фнавед ” 0 /
- •3.3. Назначение потребной конечной скорости и угла бросания
- •3.5. Проектирование ракеты без оптимизации параметров (Организация работы программы KAMFAD)
- •4. ДЕТЕРМИНИРОВАННАЯ ОПТИМИЗАЦИЯ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ РАКЕТ
- •4.1. Предварительные замечания
- •4.2. Адаптация метода неопределенных множителей Лагранжа
- •4.3. Метод направленного поиска оптимальных параметров
- •Вывод алгоритма решения задачи
- •Выберем X,(r),X2(r),X3(r),X4(r) из уравнений:
- •5. СТОХАСТИЧЕСКАЯ ОПТИМИЗАЦИЯ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ РАКЕТ
- •5.1. Предварительные замечания
- •5.2. Формирование случайной реализации ракеты
- •5.3. Определение основных вероятностных характеристик ракет
- •5.5. Метод направленного поиска оптимальных параметров
- •Графики изменения аэродинамических коэффициентов ракеты:
- •Графики изменения параметров движения ракеты на ПУТ:
- •6.5. Параметрическое проектирование ракет с РДТТ из различных материалов
- •6.13. Частная параметрическая оптимизация секундных расходов твердого топлива двигательными установками баллистической ракеты
- •6.16. Влияние закона распределения случайных величин на статистические параметры дальности полета ракеты
- •6.17. Связь высоты точки старта ракеты с ее эффективностью
- •6.18. Параметрическое проектирование баллистических ракет с твердотопливными двигательными установками различных диаметров
- •7. ЛАБОРАТОРНЫЙ ПРАКТИКУМ
- •7.1. Предварительные замечания
- •7.4. Лабораторная работа № 3.
- •7.5. Лабораторная работа № 4.
- •7.6. Лабораторная работа № 5.
- •7.7. Лабораторная работа № 6.
ДУ одинаковых иразличных диаметров двухступенчатой твердотопливной баллистическойракеты ДУ [78]
Таблица 6.16
Результаты исследования вариантов двухступенчатой ракеты
Характеристики |
|
|
|
В а р и а н т ы |
р а к е т |
|
|
|
|
ДУ |
|
Ракета с ДУ различных диаметров |
Ракета с ДУ одного диаметра |
||||||
и субракет |
|
СС |
М С |
СМ |
М М |
СС |
М С |
СМ |
М М |
Начальная |
I |
27 770 |
30 768 |
30 359 |
34 667 |
28 674 |
31 109 |
32 006 |
36 713 |
масса, кг |
II |
6495 |
9338 |
5584 |
8076 |
7962 |
10 544 |
6480 |
10 775 |
Запас топлива, |
I |
19 955 |
19 815 |
23 355 |
24 831 |
19 286 |
18 758 |
23 777 |
23 265 |
кг |
И |
4384 |
7119 |
3457 |
5821 |
5803 |
8256 |
4236 |
8301 |
«Сухая масса» |
I |
1214 |
1508 |
1382 |
1650 |
1393 |
1715 |
1715 |
2575 |
ДУ. кг |
II |
352 |
459 |
336 |
463 |
395 |
523 |
437 |
658 |
Давление в |
I |
84,0 |
52,8 |
83,3 |
46,8 |
118,6 |
75,8 |
119,6 |
99,0 |
ДУ, кгс/см |
II |
58,6 |
52,8 |
33,8 |
36,8 |
38,1 |
44,1 |
33,8 |
33,5 |
Время рабо |
I |
56,1 |
48,5 |
60,0 |
53,4 |
54,8 |
48,2 |
61,8 |
50,8 |
ты ДУ, с |
II |
59,5 |
73,4 |
50,0 |
66,2 |
67,0 |
78,5 |
60,2 |
73,0 |
Диаметр ДУ, |
I |
148 |
156 |
156 |
160 |
120 |
124 |
124 |
132 |
см |
II |
100 |
104 |
100 |
100 |
120 |
124 |
124 |
132 |
Длина |
I |
1798 |
1912 |
1777 |
1983 |
1940 |
1983 |
1984 |
2060 |
субракеты, см |
п |
856 |
1022 |
781 |
967 |
726 |
824 |
606 |
780 |
Анализ результатов расчетов для 2-ступенчатой ракеты показал, что с увеличением удельной прочности конструкционных материалов увеличиваются оптимальные значения рабочих давлений, уменьшаются запасы топлива, времена работы, «сухие» массы ДУ и стартовая масса ракеты с ДУ одного диаметра в условиях ограничения на удлинение ракеты.
Начальная масса в чисто металлическом и в чисто композитном вариантах ракет отличается на~21 %.
Влияние ограничений диаметров ДУ ракеты приводит к увеличению стартовой массы на ~6 %.
6.13. Частная параметрическая оптимизация секундных расходов твердого топлива двигательными установками баллистической ракеты
В условиях «замороженных» запасов топлива на 1-й ДУ (стартовой) и всех характеристик двигательных установок 2-й и 3-й ступеней 3-ступенчатой баллистической ракеты была проведена серия расчетов, позволяющая оценить влияние линейных законов изменения секундных расходов твердого топлива 1-й ДУ (стартовой) на дальность L и характер траектории [79]. Предполагается, что именно в условиях работы стартовой ДУ проявляется особенно сложная картина потерь конечной скорости ракеты
на преодоление гравитации Д ^ , сопротивления атмосферы AVKcx и изменения тяги с высотой AVK5а* Конечной целью исследований является выдача предварительных рекомендаций для режимов работы ДУ 1-й ступени. Таким образом, исследования проводились в условиях неизменности стартовой массы для гипотетической ракеты типа «Минитмен». Движение ракеты на активном участке траектории производилось по программе тангажа в форме параболы степени 1/3. Рассматривались как постоянные расходы топлива, так и линейные.
Для линейных законов продолжительность работы 1-й ДУ и соответствующего секундного расхода топлива определяется зависимостями:
х, = |
1 |
; mT|(0 = mtOI(l+ —к ). |
|
т . |
|||
|
2 + к |
||
|
т01 |
|
При к = О имеет место частный случай - постоянный расход топлива. Для этого варианта производился прямой перебор значений секундных расходов топлива. Результаты расчетов приведены в табл. 6.17:
|
|
|
|
Результаты расчета траекторий ракеты |
Таблица 6.17 |
|||||
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
в условиях постоянных секундных расходов топлива |
|
|||||||
|
ТрС |
mT l, к г/с |
L, км |
А У ф м /с |
А^«Сг, м /с |
A V^, М/С |
A V K2, м /с |
|||
|
25 |
1234,92 |
10 559 |
-771 |
|
-2 9 0 |
|
-9 1 |
-1 1 5 2 |
|
|
30 |
1029,10 |
10 657 |
-7 9 0 |
|
-2 7 6 |
|
-101 |
-1 1 6 7 |
|
|
35 |
882,09 |
10 683 |
-8 1 2 |
|
-2 6 7 |
|
-1 1 2 |
-1 1 9 2 |
|
|
40 |
771,83 |
10 646 |
-83 5 |
|
-2 6 0 |
|
-1 2 3 |
-12 18 |
|
|
45 |
686,07 |
10 560 |
-8 5 8 |
|
-2 5 4 |
|
-1 3 4 |
-1 2 4 6 |
|
|
74,04 |
416,98 |
9255 |
-9 9 9 |
|
-26 3 |
|
-2 2 0 |
— 1482 |
|
|
Из табл. 6.17 следует, что максимальную дальность обеспечивает тп = 882,09 кг/с |
|||||||||
при xi = 35 с. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
В нижней строке приведены характеристики исходной траектории [45]. |
|
||||||||
|
Перебор значений коэффициента к позволяет использовать линейный закон |
|||||||||
изменения mn (t). |
Выборка результатов расчетов |
при |
тТ0(г) = 416,98 |
кг/с для |
||||||
отрицательных значений к приведена в табл. 6.18: |
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Таблица 6.18 |
|
Результаты расчета траекторий ракеты в условиях переменных секундных расходов |
||||||||||
|
|
|
|
|
топлива |
|
|
|
|
|
к |
Й т1( т , ) , к г / с |
L, км |
*»,КМ |
Нх, км |
А У ф |
м/с A V Kcxt м/с |
AVtfa, М/С |
AVit, м/с |
||
-0,1 |
375,3 |
10 123 |
377,4 |
184,3 |
-9 7 9 |
-2 7 0 |
-221 |
-14 70 |
||
-0 ,2 |
333,6 |
11 301 |
406,2 |
178,4 |
-9 4 7 |
-28 3 |
-2 2 3 |
-14 52 |
||
-о,з |
291,9 |
13 018 |
441,9 |
164,2 |
-8 8 9 |
-3 0 8 |
-2 2 7 |
-1 4 2 4 |
||
-0 ,4 |
250,2 |
15 915 |
486,2 |
126,9 |
-7 6 4 |
-3 7 6 |
-2 3 8 |
-13 78 |
||
-0 ,5 |
208,5 |
19 848 |
523,5 |
62,4 |
-5 7 2 |
-6 1 6 |
-26 1 |
-1 4 4 9 |
Здесь тят1(тj) - значение секундного расхода топлива ДУ 1-й ступени в момент ц; хК
и Нк- соответственно координата и высота полета в конце АУТ.
Из табл. 6.18 следует, что с изменением управляющего коэффициента к базовая траектория ракеты плавно переходит из области навесных в область настильных траекторий со значительным возрастанием дальности.
6.14. Влияние «силы пороха» твердотопливных ДУ на основные характеристики баллистической ракеты
Детерминированное параметрическое проектирование твердотопливных ракет позволяет получить сочетание проектных параметров ДУ и ракеты в целом. Компьютерная программа KAMFAD [48, 49, 50] реализует, в частности, такой алгоритм при номинальных условиях. Решается частная задача исследования влияния одной из основных характеристик ТТ - «силы пороха» - на распределение запасов топлива по ступеням и на ряд сопутствующих характеристик. В качестве примера в табл. 6.19 приведены основные результаты баллистического проектирования оптимальных ракет минимальной стартовой массы, доставляющих полезный груз массой 1700 кг на дальность 10 000 км (для /-й ДУ: - начальная масса, ту - начальная масса топлива, 1ту - длина
цилиндрической части, Dj - диаметр;j = 1 - верхняя,у = 2-средняя,у = 3-стартовая ДУ; то
и/о - соответственно масса и длина ракеты на старте).
ВДУ всех трех ступеней применяется одинаковое гипотетическое твердое топливо с
различной энергетикой («сила пороха» меняется в пределах от 30 000 до 480 000 кгм/кг).
Таблица 6.19
Результаты исследования влияния величины «силы пороха» на параметры ракеты
Параметры ракеты |
|
|
|
«Сила пороха», кгм/кг |
|
|
|
|||
|
|
|
30 000 |
60 000 |
120 000 |
190 000 |
260 000 |
320 000 |
400 000 |
480 000 |
/ И |
я у ь К Г |
9599 |
4851 |
3217 |
2098 |
1830 |
1805 |
1911 |
1781 |
|
« |
Т Ь К Г |
9126 |
4510 |
2930 |
1848 |
1598 |
1545 |
1625 |
1508 |
|
Ажл1» |
М |
4,29 |
3,34 |
2,12 |
1,29 |
1,09 |
1,05 |
U 1 |
1,09 |
|
D |
i , м |
1,24 |
1,00 |
1,00 |
1,00 |
1,00 |
1,00 |
1,00 |
0,96 |
|
т а у*, кг |
83 386 |
18 560 |
8563 |
5248 |
4295 |
3336 |
2645 |
2230 |
||
т т2, кг |
80 684 |
17 534 |
7980 |
4788 |
3883 |
3020 |
2357 |
1966 |
||
А ш л г, м |
6,30 |
5,10 |
. 4,62 |
3,56 |
2,86 |
2,21 |
1,70 |
1,48 |
||
Di, м |
3,08 |
1,60 |
1,12 |
1,00 |
1,00 |
1,00 |
1,00 |
0,96 |
||
Ю яуЗ . К Г |
887 209 |
122 878 |
27 906 |
13 507 |
8258 |
6305 |
4600 |
3671 |
||
Ю т З , |
К Г |
861 300 |
117 393 |
26 357 |
12 456 |
7712 |
5904 |
4257 |
3364 |
|
/ц и л З , |
М |
17,21 |
5,10 |
7,64 |
5,74 |
4,92 |
4,66 |
3,30 |
2,72 |
|
D 3, u |
6,24 |
2,80 |
1,60 |
1,24 |
1,08 |
1,00 |
1,00 |
0,96 |
||
m 0 i кг |
982 317 |
148 167 |
41 512 |
22 661 |
16 187 |
13 248 |
10 959 |
9481 |
||
|
/0> м |
49,07 |
33,12 |
24,94 |
20,43 |
18,07 |
16,72 |
14,96 |
14,22 |
Результаты расчетов, частично приведенных в таблице, позволяют сделать выводы о том, что с увеличением энергетики ТТ наблюдается тенденция уменьшения доли запасов топлива стартовой ступени по отношению к суммарным запасам топлива (с 0,90 до 0,52) с одновременным возрастанием доли средней (с «0,09 до «0,28) и верхней ступеней (с 0,01 до 0,20).
При увеличении «силы пороха» в 16 раз стартовая масса ракеты уменьшается в «104 раза; длина ракеты на старте уменьшается в 3,45 раза; максимальный диаметр ракеты уменьшается в 6,5 раз. Существенная разница в определяющих характеристиках рассмотренных оптимальных вариантов ракет подтверждает необходимость подбора ТТ с максимально возможными энергетическими параметрами - разумеется, при соблюдении компромисса между энергетикой ТТ и стоимостью ракеты в целом.
6.15. Влияние погрешности расчета аэродинамического сопротивления атмосферы на результаты баллистического проектирования ракет с РДТТ
Приведены результаты исследования траекторий движения и баллистического проектирования ракет с твердотопливными двигательными установками (ТДУ) для различных дальностей при условии изменения коэффициентов аэродинамического сопротивления в рамках 30%-х допусков [82, 83]. Показана возможность использования в некоторых случаях типовых зависимостей аэродинамического сопротивления.
В процессе баллистического проектирования ракет с ТДУ в общем случае могут привлекаться весьма трудоемкие и зачастую спорные по достоверности алгоритмы расчета коэффициентов лобового сопротивления ракеты. Однако известно, что возможный разброс расчетных значений таких коэффициентов лежит в пределах ±30 %. С другой стороны, общие потери конечной скорости ракеты на активном участке траектории (АУТ) составляют от 1 % до 3 % величины конечной скорости [13] - в зависимости от класса ракеты. Исходя из этого представляет интерес сделать оценку влияния указанных
разбросов на характеристики ракеты как при расчете ее траектории движения, так и при баллистическом проектировании.
С помощью компьютерной программы КАМА02 [45] были проведены расчеты траекторий движения ракет:
-3-ступенчатой с дальностью полета порядка 10 Q00 км;
-2-ступенчатой с дальностью полета порядка 2000 км;
-1-ступенчатой с дальностью полета порядка 300 км.
Расчеты проводились как для фиксированной программы полета, так и для случая
оптимизации угла бросания. Корректировка изменения коэффициента лобового сопротивления СХ(М,Н) осуществлялось введением коэффициента усиления Ксх, принимающего значения 0,7; 1,0 (номинальное значение) и 1,3. Закон СХ(М,Н) задан таблично для схемы с последовательным соединением.ступеней ракеты и в исследовании принят номинальным. Под неоптимальной траекторией понимается траектория с жестко заданным углом бросания; оптимальная траектория реализует близкое к нулю значение частной производной дальности по углу бросания.
Результаты расчетов приведены в табл. 6.20:
Таблица 6.20
Результаты исследования траекторий движения
|
Траектории неоптимальные |
Траектории оптимальные |
||||||
|
L, км |
| Д£, % |
| Д Vc* м/с |
| ДVc„ % |
Z-, км | |
AL, % |
| АУс„ м/с | |
Д Vcx,% |
|
|
|
Трехступенчатая ракета |
|
|
|
||
0,7 |
9798 |
+1,25 |
-54 |
0,65 |
10 767 |
+2,21 |
-66 |
0,80 |
1,0 |
9677 |
0 |
-77 |
0,93 |
10 534 |
0 |
-93 |
1,12 |
1,3 |
9557 |
-1,24 |
-101 |
1,22 |
10311 |
-2,11 |
-120 |
1,44 |
|
|
|
Двухступенчатая ракета |
|
|
|
||
0,7 |
1892 |
+1,61 |
-57 |
1,16 |
1885 |
+1,29 |
-48 |
0,97 |
1,0 |
1862 |
0 |
-82 |
1,66 |
1861 |
0 |
-68 |
1,39 |
1,3 |
1833 |
-1,56 |
-106 |
2,16 |
1838 |
-1,24 |
-8 9 |
1,81 |
|
|
|
Одноступенчатая ракета |
|
|
|
||
0,7 |
323 |
+3,20 |
-65 |
2,65 |
331 |
+2,80 |
-5 0 |
2,06 |
1,0 |
313 |
0 |
-92 |
3,76 |
322 |
0 |
-72 |
2,94 |
1,3 |
303 |
-3,20 |
-118 |
4,85 |
314 |
-2,48 |
-93 |
3,82 |
Анализ полученных результатов показал, что как для неоптимальных траекторий, так и для оптимальных имеют место практически линейные зависимости дальности L и потерь конечной скорости на преодоление сопротивления атмосферы AVCX от коэффициента К«, равномерно усиливающего закон СХ(М,Н). Погрешность расчетных коэффициентов лобового сопротивления (±30 %) приводит к погрешностям дальности полета по модулю:
-для 3-ступенчатых ракет 0,65 % - 2,21 %;
-для 2-ступенчатых ракет 0,97 % - 2,16 %;
-для 1-ступенчатых ракет 2,06 % - 4,85 %.
Исследование влияния 30 % разбросов коэффициентов лобового сопротивления на проектные параметры РДТТ, формируемые при параметрическом проектировании ракет, была предпринята на базе компьютерной программы KAMFAD [48, 49, 50] в детерминированном варианте. В качестве примера в табл. 6.21 приведены основные результаты параметрического проектирования 3-ступенчатых ракет, доставляющих полезный груз тпг массой 1700 кг на дальность порядка 10 000 км. Параметрическое проектирование проводилось при значениях коэффициента усиления Ксх = 0,7; 1,0; 1,3. В таблицах приняты обозначения ДУ: j = 1-верхняя, у = 2-средняя, у = 3-стартовая; AVCX- суммарные аэродинамические потери; Ук% - суммарная конечная скорость ракеты с
учетом всех потерь на АУТ. ±Д, % - разбросы характеристик. Номера ДУ - от носика ракеты.
|
|
|
|
|
|
|
Таблица 6.21 |
||
|
Результаты параметрического проектирования ракет |
|
|||||||
Наименование |
Значения параметров ДУ и ракет в функции |
|
|
||||||
до оптимизации |
|
|
после оптимизации |
|
|||||
параметров |
|
|
|
|
|||||
0,7 |
1,0 |
1,3 |
±Д |
0,7 |
1,0 |
1,3 |
±Д |
||
|
|||||||||
Т|,с |
95,14 |
95,38 |
95,62 |
0,25 |
56,08 |
60,81 |
60,49 |
3,62 |
|
т Т] кг/с |
36,46 |
36,65 |
36,37 |
0,38 |
56,14 |
62,31 |
63,84 |
6,18 |
|
Al, кгс/см2 |
60,00 |
60,00 |
60,00 |
0 |
55,97 |
54,88 |
60,62 |
4,24 |
|
Р аи КГС/СМ2 |
0,200 |
0,200 |
0,200 |
0 |
0,166 |
0,191 |
0,190 |
6,35 |
|
«IV1.КГ |
3850 |
3879 |
3909 |
0,76 |
3446 |
4112 |
4205 |
9,23 |
|
/*vl, М |
3,90 |
3,92 |
3,94 |
0,51 |
3,99 |
4,47 |
4,54 |
6,15 |
|
D u м |
1,00 |
1,00 |
1,00 |
0 |
1,00 |
1,00 |
1,00 |
0 |
|
Т2,С |
76,11 |
76,30 |
76,49 |
0,25 |
61,54 |
58,27 |
61,86 |
0,27 |
|
m l2 кг/с |
143,6 |
144,8 |
146,4 |
1,07 |
214,5 |
206,2 |
224,3 |
2,37 |
|
Аг, кгс/см2 |
60,00 |
60,00 |
60,00 |
0 |
70,95 |
74,15 |
74,58 |
2,44 |
|
А г,кгс/см2 |
0,317 |
0,317 |
0,317 |
0 |
0,436 |
0,418 |
0,446 |
1,47 |
|
т т Ъ кг |
11 589 |
11739 |
11897 |
1,31 |
14007 |
12 782 |
14 741 |
12,5 |
|
/ду2, М |
7,54 |
7,57 |
7,61 |
0,46 |
8,13 |
7,69 |
8,24 |
6,43 |
|
£>2, м |
1,20 |
1,20 |
1,20 |
0 |
1,28 |
1,24 |
1,28 |
3,22 |
|
Тз.с |
67,40 |
67,30 |
67,50 |
0,08 |
48,06 |
49,36 |
46,53 |
1,55 |
|
т т3 кг/с |
510,7 |
518,6 |
527,0 |
1,57 |
650,9 |
671,6 |
694,0 |
3,20 |
|
А з, кгс/см2 |
60,00 |
60,00 |
60,00 |
0 |
136,0 |
99,81 |
83,42 |
26,4 |
|
Аз, кгс/см2 |
0,60 |
0,60 |
0,60 |
0 |
0,618 |
0,677 |
0,726 |
7,95 |
|
m mз, кг |
35779 |
36432 |
37126 |
1,85 |
33750 |
35146 |
33982 |
3,64 |
|
/дуЗ» М |
11,07 |
11,15 |
11,22 |
0,67 |
10,01 |
10,36 |
10,10 |
2,94 |
|
D3, м |
1,76 |
1,76 |
1,80 |
1,13 |
1,80 |
1,84 |
1,84 |
0 |
|
L, км |
10 084 |
10111 |
10 152 |
0,34 |
12 058 |
12 258 |
12310 |
1,03 |
|
т 0, кг |
53 048 |
53 883 |
54 764 |
1,59 |
53 040 |
53 877 |
54 767 |
1,60 |
|
/о, м |
26,86 |
26,99 |
27,13 |
0,50 |
26,57 |
26,96 |
27,32 |
1,39 |
|
ДКа , м/с |
-64,5 |
-92,0 |
-119,5 |
29,9 |
-70,8 |
-103,8 |
-131,1 |
29,1 |
|
|
0,79 |
1,12 |
1,44 |
29,9 |
0,86 |
1,25 |
1.58 |
29,1 |
|
FKy, м/с |
8202 |
8237 |
8274 |
0,44 |
8220 |
8283 |
8323 |
0,62 |
Результаты расчетов, частично приведенные в табл. 6.21, позволяют сделать выводы о том, что влияние коэффициентов аэродинамического сопротивления атмосферы в рамках исследуемых разбросов ±30 % существенного влияния на характеристики ракеты, полученные без оптимизации проектных параметров, не оказывают. Однако последующая
оптимизация (оптимизации подлежали проектные параметры Ту, |
рц, paj, j = 1, 2, 3) |
|||
выявляет более |
существенное влияние |
разбросов К{ Так, до оптимизации разбросы |
||
проектных параметров лежат в пределах: |
|
|
||
- для ракет с дальностью порядка 10 000 км - от 0 % до 6,35 %; |
|
|||
- для ракет с дальностью порядка |
3000 км - от 0 % до 1,58 %; |
|
||
- для ракет с дальностью порядка |
300 км - от 0 % до 2,58 %; |
|
||
после оптимизации_эти разбросы увеличиваются: |
|
|||
- для ракет дальностью порядка 10 000 км - от 0,27 % до 26,35 %; |
|
|||
- для ракет дальностью порядка |
3000 км - от 0,41 % до 4,87 %; |
|
||
- для ракет дальностью порядка |
300 км - от 2,49 % до 8,69 %; |
|
||
Значения |
этих разбросов для 3-ступенчатых ракет приведены в столбцах «±Д» |
табл. 6.21. Анализ результатов позволяет сделать вывод о том, что для баллистического проектирования без дальнейшей оптимизации разброс коэффициентов аэродинамического сопротивления в рамках ±30 % существенного значения не имеет. Поэтому допустимым можно считать применение типовых для проектируемой ракеты зависимостей СХ(М,Н).
Однако, если баллистическое проектирование продолжается одним из известных методов оптимизации с расчетом траектории движения ракеты на каждой итерации или