Анализ и оптимизация программ управления и траекторий движения сверхзвукового самолета-носителя

  • Автор:
  • Специальность ВАК РФ: 05.07.09
  • Научная степень: Кандидатская
  • Год защиты: 2010
  • Место защиты: Самара
  • Количество страниц: 114 с. : ил.
  • бесплатно скачать автореферат
  • Стоимость: 250 руб.
Титульный лист Анализ и оптимизация программ управления и траекторий движения сверхзвукового самолета-носителя
Оглавление Анализ и оптимизация программ управления и траекторий движения сверхзвукового самолета-носителя
Содержание Анализ и оптимизация программ управления и траекторий движения сверхзвукового самолета-носителя
Содержание
Введение
1 Математическая модель движения самолёта-носителя
1.1 Сверхзвуковой самолёт-истребитель
1.2 Летательный аппарат МРУ
1.3 Силовые аэродинамические характеристики
1.4 Характеристики силовых установок
1.5 Уравнения движения
2. Программирование и оптимизация движения самолёта-носителя
2.1 Схема манёвра и предельные параметры движения
2.2 Оптимизационная задача
3.Программы управления и траектории движения при манёвре «горка»
3.1 Определение максимальной скорости самолёта
3.2 Манёвр «горка» самолёта
3.3 Манёвр «горка» летательного аппарата
4. Программы и траектории при максимизации конечной скорости и номинальные программы
4.1 Максимизация конечной скорости
4.2 Номинальная программа управления летательного аппарата
4.3 Номинальная программа управления самолёта
Заключение
Список использованных источников
Приложение А Расчёт силовых аэродинамических характеристик
самолёта-прототипа МиГ-
Приложение Б Сверхзвуковой дальний барражирующий перехватчик

Введение
Одно из направлений развития авиационной и ракетно-космической техники связано с созданием авиационно-космических систем (АКС). Первая ступень АКС использует самолётные принципы при движении в атмосфере, а вторая ступень является ракетой-носителем воздушного старта. Первая ступень должна обеспечить старт второй ступени для вывода полезной нагрузки на околоземную орбиту. Проекты АКС предусматривают решение многих задач гражданского и военного характера.
Исследования и перспективные разработки первых ступеней АКС включают наряду с решением проблем аэродинамики, двигателестроения и конструкции также и вопросы определения программ управления и траекторий движения.
В диссертационной работе рассматривается первая ступень АК -сверхзвуковой самолёт-носитель в двух вариантах: прототип существующего сверхзвукового истребителя МиГ-31 (Россия) и проектируемый летательный аппарат MPV транспортной системы RASCAL (США), которые в сочетании с ракетой воздушного старта могут обеспечить вывод миниспутников массой до 200 кг на орбиту искусственного спутника Земли (ИСЗ).
Для сверхзвукового самолёта-носителя важнейшим является участок полёта, связанный с набором высоты и выполнением заданных конечных условий движения по высоте, скорости и углу наклона траектории, определяющих условия старта второй ступени АКС.
Целью работы является динамическое проектирование сверхзвукового самолёта-носителя авиационно-космической системы, включающее программирование управляемого движения и его оптимизацию.
Объектом исследования является невозмущённое движение сверхзвукового самолёта-носителя.
Предметом исследования являются программы управления и траектории движения.

Актуальность работы определяется необходимостью динамического проектирования авиационно-космических систем как перспективных средств выведения полезной нагрузки на орбиты ИСЗ.
В рамках динамического проектирования объектом управления является сверхзвуковой самолёт-носитель, в качестве которого рассматривается сверхзвуковой самолёт-истребитель (самолёт) и летательный аппарат (аппарат).
Для достижения цели работы решаются следующие основные задачи.
1. Определение и оптимизация программ управления и траекторий движения самолёта-носителя при манёвре «горка».
2. Определение программ управления и траекторий движения самолёта-носителя при максимизации конечной скорости при заданном угле наклона траектории и нефиксированной высоте.
3. Определение номинальной программы управления самолёта-носителя.
Научная новизна диссертационной работы заключается в следующих полученных результатах.
1. Определена структура манёвра «горка» для самолёта-носителя, которая обеспечивает максимальную конечную высоту полёта при положительном угле наклона траектории и состоит только из двух участков: «вход в горку» и «выход из горки». Промежуточный участок прямолинейного полёта отсутствует и, следовательно, не требует его определения. На первом участке движение происходит с постоянной нормальной скоростной перегрузкой, а на втором — с максимальным допустимым коэффициентом подъёмной силой.
2. При максимизации конечной скорости самолёта-носителя для фиксированного конечного угла наклона траектории и нефиксированной конечной высоты получены две принципиально разные траектории пассивного движения. Первая траектория соответствует малым значениям коэффициента подъёмной силы и имеет большую конечную скорость при меньшей конечной высоте. Вторая траектория соответствует большим

При достижении самолётом-носителем заданной высоты с заданной скоростью и заданным углом наклона траектории от неё происходит отделение ракетной ступени - ракеты-носителя.
Таким образом, предельными параметрами движения на рассматриваемом участке полёта самолёта-носителя являются максимальная скорость, максимальный угол наклона траектории и максимальная высота.
Максимальная скорость полёта. Практика расчётов показала, что на участке разгона ЛА с турбокомпрессорными ВРД оптимальным является режим максимальной тяги.
Поэтому высотно-скоростные характеристики таких двигателей должны быть заданы для режима максимальной (максимальной форсажной) тяги [9].
Максимальную скорость в установившемся горизонтальном полёте для ЛА с ВРД можно определить в соответствии со стандартным методом тяг [5].
Согласно этому методу, для ряда чисел М на заданной высоте горизонтального полёта по высотно-скоростным характеристикам двигателей, входящих в силовую установку, определяется их суммарная (располагаемая) тяга.
Определяется потребная тяга, необходимая для горизонтального полёта ЛА на заданной высоте с заданным числом М. Это определение происходит по следующей схеме.
На первом шаге определяется необходимый для заданных условий полёта коэффициент аэродинамической подъёмной силы по выражению

>и рБа2М2 '
На втором шаге для полученного значения коэффициента аэродинамической подъёмной силы по поляре Сха (Суа, М) определяется соответствующий коэффициент силы лобового сопротивления.
На третьем шаге для полученных коэффициентов аэродинамических сил определяется аэродинамическое качество по соотношению

Рекомендуемые диссертации данного раздела