Background Image
Previous Page  10 / 13 Next Page
Information
Show Menu
Previous Page 10 / 13 Next Page
Page Background

координате

Z

C

приведен на рис. 4,

в

. Здесь график

γ

0

3

(

t

k

)

(сплошная

линия), отражающий наиболее вероятное движение ракеты, незначи-

тельно отклоняется от нуля. Однако случайный разброс бокового дви-

жения центра масс ракеты составляет в конце переходного режима

более полуметра. Графики границ области разброса параметра симме-

тричны относительно оси абсцисс, что показывает возможность ухода

ракеты как влево, так и вправо по ходу десантирования.

Графики углового отклонения РН в процессе десантирования пред-

ставлены на рис. 5, где также сплошной линией показано наиболее

вероятное движение

γ

0

i

(

t

k

)

, а штриховыми — границы областей раз-

броса.

График отклонения ракеты по углу тангажа

ϑ

приведен на рис. 5,

а

.

Наиболее вероятный угол отклонения ракеты составляет в конце пе-

реходного режима порядка

γ

0

4

(

t

k

)

≈ −

1

,

7

. Случайный разброс соста-

вляет от – 5,7

до + 0,5

. График отклонения ракеты по углу рыскания

ψ

приведен на рис. 5,

б

. Наиболее вероятный угол отклонения раке-

ты

γ

0

5

(

t

k

)

является практически нулевым. Однако случайный разброс

составляет

±

2

,

9

.

Обсуждение полученных результатов.

Полученные в ходе чи-

сленного моделирования результаты позволили проанализировать ки-

нематику движения РН вблизи СН с учетом случайного разброса па-

раметров. Несмотря на то, что полученный разброс кинематических

параметров относительно невелик (разброс смещения центра масс РН

составляет всего порядка 13% от диаметра ракеты), при большой дли-

не ракеты он может стать причиной соударения ракеты и СН при

старте.

На рис. 6 показаны три варианта расположения РН относительно

СН в конце рассмотренного переходного режима, соответствующие

наиболее вероятному движению и наихудшим сочетаниям кинемати-

ческих параметров на границах областей разброса. Из рисунка следу-

ет, что учет случайного характера воздействия аэродинамических сил

приводит к сложному пространственному движению РН. Видно, что

Рис. 5. Разброс отклонений ракеты (в радианах)

:

а

— по углу тангажа

ϑ

;

б

— по углу рыскания

ψ

ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение” 2015. № 1 31