Исследование зависимости характеристик траектории полета от параметров летательного аппарата (калибр - 2 м)

ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА N 1

Исследование зависимости характеристик траектории полета от параметров летательного аппарата

ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Лабораторная работа  предназначена для изучения характера изменения характеристик траектории полета в зависимости от основных параметров летательного аппарата.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

В лабораторной работе изучены:

- зависимости характеристик траектории полета на активном участке и потерь скорости от времени полета;

- зависимости дальности полета,  параметров траектории  и потерь скорости в конце активного участка от:

относительной массы топлива MT;

тяговооружености TVP в пустоте;

нагрузки на мидель летательного аппарата PM.

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ

Калибр: 2 м

Тяговооруженость: 1,5-5,0

Нагрузка на мидель: 5800-19300

Относительная масса топлива: 0,57-0,86

I.Влияние тяговооружености на дальность ракеты.

TVP       L,м       Vk,м/c    DV1,м/с    DV2,м/c    DV3,m/c

.150E+01   .629E+06   .219E+04   .981E+03   .270E+03   .874E+02

.189E+01   .709E+06   .237E+04   .779E+03   .300E+03   .852E+02

.228E+01   .746E+06   .247E+04   .646E+03   .335E+03   .876E+02

.267E+01   .762E+06   .252E+04   .552E+03   .369E+03   .915E+02

.306E+01   .758E+06   .253E+04   .482E+03   .402E+03   .960E+02

.344E+01   .763E+06   .256E+04   .428E+03   .433E+03   .101E+03

.383E+01   .754E+06   .257E+04   .384E+03   .462E+03   .106E+03

.422E+01   .743E+06   .258E+04   .349E+03   .488E+03   .111E+03

.461E+01   .729E+06   .258E+04   .320E+03   .513E+03   .116E+03

.500E+01   .713E+06   .258E+04   .295E+03   .535E+03   .121E+03

Зависимость дальности полета от TVP

Зависимость скорости полета в конце активного участка от TVP

Зависимость потерь скорости в конце активного участка от TVP

II. Влияние нагрузки на мидель летательного аппарата на дальность ракеты.

PM        L,м       Vk,м/c    DV1,м/с    DV2,м/c    DV3,m/c

.580E+04   .345E+06   .174E+04   .491E+03   .117E+04   .111E+03

.730E+04   .456E+06   .199E+04   .491E+03   .939E+03   .106E+03

.880E+04   .538E+06   .215E+04   .491E+03   .778E+03   .103E+03

.103E+05   .602E+06   .227E+04   .491E+03   .663E+03   .101E+03

.118E+05   .654E+06   .236E+04   .491E+03   .577E+03   .988E+02

.133E+05   .689E+06   .242E+04   .491E+03   .510E+03   .975E+02

.148E+05   .726E+06   .248E+04   .491E+03   .458E+03   .965E+02

.163E+05   .756E+06   .253E+04   .491E+03   .415E+03   .957E+02

.178E+05   .779E+06   .256E+04   .491E+03   .379E+03   .950E+02

.193E+05   .801E+06   .260E+04   .491E+03   .349E+03   .945E+02

Зависимость дальности полета от PM

Зависимость скорости полета в конце активного участка от PM

Зависимость потерь скорости в конце активного участка от PM 

III. Влияние относительной массы топлива на дальность ракеты.

MT         L,ь        Vk,ь/c    DV1,ь/ё     DV2,ь/c     DV3,m/c

5,70E-01    1,79E+05    1,34E+03    3,95E+02    3,25E+02    9,28E+01

6,02E-01    2,40E+05    1,50E+03    4,12E+02    3,45E+02    9,37E+01

6,34E-01    3,13E+05    1,68E+03    4,30E+02    3,61E+02    9,43E+01

6,67E-01    4,04E+05    1,88E+03    4,47E+02    3,75E+02    9,48E+01

6,99E-01    5,18E+05    2,11E+03    4,64E+02    3,85E+02    9,51E+01

7,31E-01    6,63E+05    2,37E+03    4,81E+02    3,94E+02    9,53E+01

7,63E-01    8,52E+05    2,68E+03    4,98E+02    3,99E+02    9,54E+01

7,96E-01    1,10E+06    3,03E+03    5,15E+02    4,03E+02    9,55E+01

8,28E-01    1,46E+06    3,45E+03    5,32E+02    4,06E+02    9,55E+01

8,60E-01    1,97E+06    3,96E+03    5,49E+02    4,08E+02    9,56E+01

Зависимость дальности полета от MT

Зависимость скорости полета в конце активного участка от MT

Зависимость потерь скорости в конце активного участка от MT

Траектория

ВЫВОДЫ

-График зависимости дальности полета от тяговооружености имеет экстремум, соответствующий значению тяговооружености равному 3. Этому значению соответствуют низкие потери на скорость в конце активного участка, а также высокое  значения скорости в конце активного участка, что собственно и является залогом повышения дальности полета ЛА. Отклонение  на графике в сторону меньших значений тяговооружености ведет к увеличению   времени необходимого для достижения параметров, обеспечивающих полет на заданную дальность, что в свою очередь вызывает рост гравитационных потерь и снижение скорости и дальности полета БР. Отклонение значения в сторону возрастания тяговооружености нецелесообразно для БР, т.к. необходимо решать задачи об усилении конструкции, а это увеличение массы.

-Рассматривая зависимость дальности полета ракеты от относительной массы топлива необходимо заметить прямопропорциональное возрастание дальности с увеличением MT. Но для достижения высоких  значений необходимо, чтобы пассивная масса ракеты отдавала свою энергию, грубо говоря являлась топливом.