Помощь студентам в учебе
Расчет упрежденной точки прицеливания для ракеты-носителя с параллельным разведением
|
Введение
ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ 11
2 СОВРЕМЕННЫЕ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ
2.1 Краткая история развития и актуальные образцы МБР 14
2.2 Методы выбора целей и компоновки головных частей 18
2.3 Экспериментальные и перспективные образцы 20
Выводы по второй главе 21
3 РАЗРАБОТКА МЕТОДА РАСЧЕТА УПРЕЖДЕННОЙ ТОЧКИ ПРИЦЕЛИВАНИЯ 22
3.1 Определение основных принципов решения задачи 22
3.2 Основные задачи и понятия баллистики полета ГЧ 23
3.3 Применяемая математическая модель летательного аппарата для реализации метода и описание методов коррекции траектории аппарата . 24
3.4 Разработка алгоритма расчета упрежденной точки выведения МБР с
параллельным разведением 28
Вывод по третьей главе 31
4 РЕАЛИЗАЦИЯ МЕТОДА РАСЧЕТА УПРЕЖДЕННОЙ ТОЧКИ ПРИЦЕЛИВАНИЯ 32
4.1 Инструментарий для проверки метода 32
4.2 Внедрение метода расчета и коррекции траектории 36
4.3 Улучшение быстродействия метода 43
4.4 Оценка быстродействия 45
Вывод по четвертой главе 48
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 49
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 50
ПРИЛОЖЕНИЯ
ПРИЛОЖЕНИЕ А. Листинг основного тела программы «main» 52
ПРИЛОЖЕНИЕ Б. Программный код функции «str1» 59
ПРИЛОЖЕНИЕ В. Программный код функции «pristr» 62
ПРИЛОЖЕНИЕ Г. Программный код функции «progn»
ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ 11
2 СОВРЕМЕННЫЕ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ
2.1 Краткая история развития и актуальные образцы МБР 14
2.2 Методы выбора целей и компоновки головных частей 18
2.3 Экспериментальные и перспективные образцы 20
Выводы по второй главе 21
3 РАЗРАБОТКА МЕТОДА РАСЧЕТА УПРЕЖДЕННОЙ ТОЧКИ ПРИЦЕЛИВАНИЯ 22
3.1 Определение основных принципов решения задачи 22
3.2 Основные задачи и понятия баллистики полета ГЧ 23
3.3 Применяемая математическая модель летательного аппарата для реализации метода и описание методов коррекции траектории аппарата . 24
3.4 Разработка алгоритма расчета упрежденной точки выведения МБР с
параллельным разведением 28
Вывод по третьей главе 31
4 РЕАЛИЗАЦИЯ МЕТОДА РАСЧЕТА УПРЕЖДЕННОЙ ТОЧКИ ПРИЦЕЛИВАНИЯ 32
4.1 Инструментарий для проверки метода 32
4.2 Внедрение метода расчета и коррекции траектории 36
4.3 Улучшение быстродействия метода 43
4.4 Оценка быстродействия 45
Вывод по четвертой главе 48
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 49
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 50
ПРИЛОЖЕНИЯ
ПРИЛОЖЕНИЕ А. Листинг основного тела программы «main» 52
ПРИЛОЖЕНИЕ Б. Программный код функции «str1» 59
ПРИЛОЖЕНИЕ В. Программный код функции «pristr» 62
ПРИЛОЖЕНИЕ Г. Программный код функции «progn»
Основным вопросом разработки современной ракетной техники является поиск путей повышения эффективности её использования.
Баллистическая ракета (БР) — вид стратегического ракетного оружия, ракета, совершающая большую часть своего полета по баллистической траектории.
БР принято классифицировать по дальности полета:
- БР малой дальности: от 500 до 1000 километров.
- БР средней дальности: от 1000 до 5500 километров.
- Межконтинентальные БР (МБР): свыше 5500 километров.
В нашем случае речь пойдет о межконтинентальных БР или ракетах дальнего действия. Под МБР будем понимать управляемый летательный аппарат с реактивным двигателем, предназначенный для переброски полезного груза на большие расстояния по баллистической траектории, большая часть которой пролегает в безвоздушном пространстве.
МБР обладают рядом особенностей, выделяющих их в самостоятельный класс летательных аппаратов. Динамика их полета имеет общие черты полётом, артиллерийских снарядов, неуправляемых ракет, но в то же время подчиняется во многих деталях своим особым закономерностям и требует, поэтому самостоятельного исследования.
Траектория МБР состоит из двух резко разграниченных участков. На первом участке, который называется активным участком, ракета набирает кинетическую энергию. По количеству накопленной в конце активного участка кинетической энергии МБР резко отличается от других транспортных средств. Скорость набирается ракетой постепенно и достигается в сильно разреженных слоях атмосферы, что позволяет свести до минимума затраты энергии на преодоление сопротивления атмосферы. Количество накопленной кинетической энергии является важнейшим показателем совершенства МБР.
На втором участке, называемом пассивным участком или участком свободного полета, накопленная энергия используется для транспортировки полезного груза на большую дальность.
Ракеты дальнего действия, как и артиллерийские снаряды, летают по траекториям, задаваемым им до момента пуска. Но, в отличие от артиллерийских снарядов, МБР управляются в полете, что дает возможность в значительной степени компенсировать влияние ряда причин, действующих на активном участке и приводящих к отклонению фактической траектории от заданной. Система управления баллистическими ракетами решает следующие задачи:
а) выдерживание заданной, постепенно изменяющейся в течение полета ориентации осей ракеты в пространстве (управление движением вокруг центра тяжести);
б) выдерживание заданного направления полета и формы траектории, а также заданной величины и направления скорости полета (управление движением центра тяжести);
в) выключение двигателя в тот момент, когда кинематические параметры движения центра тяжести ракеты (скорость, ее направление и координаты центра тяжести) в совокупности обеспечивают полет на заданную дальность (управление дальностью полета).
Система управления обеспечивает, таким образом, полет ракеты в соответствии с произведенным прицеливанием и выставкой приборов управления, но самих задач прицеливания или наведения ракеты на цель не решает.
После выключения двигателя большая часть полета баллистической ракеты происходит в практически безвоздушном пространстве под действием сил, не поддающихся регулированию, но зато точно известных. Это, с одной стороны, исключает возможность управления на большей части участка свободного полета, а с другой стороны, повышает точность стрельбы [1,2].
На заре ракетостроения все МБР были моноблочными, что является неэффективным с экономической точки зрения. С развитием ракетной техники появились МБР с разделяющейся головной частью (РГЧ), что значительно повысило их эффективность. Однако, данный тип МБР имеет и минусы, один из них это увеличение продолжительности активного участка полета. Данный вопрос стал остро в условиях развития систем противоракетной обороны (ПРО). Выходом из данной ситуации стало параллельное разведение - вместо РГЧ на БР устанавливаются автономные устройства разведения (АУР). Введение устройств параллельного разведения подразумевает одновременное отделение и разведение АУР с комплектом полезной нагрузки, что значительно сокращает время активного участка траектории и повышает вероятность преодоления ПРО.
Неуправляемый полет стандартной МБР с РГЧ в безвоздушном пространстве осуществляется до первой точки прицеливания, по достижении которой, происходит разворот головной части (ГЧ) в направление обеспечивающее необходимые параметры вхождения отделяемого элемента (ОЭ) в атмосферу. ОЭ отделяется от ГЧ с небольшим и маломощным двигателем закручивает ее вокруг продольной оси для стабилизации ориентации продольной оси, в т.ч. при полёте через плотные слои атмосферы. После чего, ГЧ придается необходимые для достижения следующей точки разведения ориентация и вектор скорости. Все эти параметры являются частью полетной программы, рассчитанной заранее и уточняемой в процессе полёта ракеты. Точек прицеливания может быть не больше, чем ОЭ на ГЧ.
Следовательно, цели для БР с РГЧ последовательного разведения выбираются таким образом, чтобы все они лежали последовательно, одна за другой, в порядке отделения, как показано на рисунке 1. Специфика полета ГЧ обуславливает большую продолжительность полета, что повышает вероятность столкновения ее с системами противоракетной обороной (ПРО), более того, продолжительный полет может указывать направление на следующие цели ГЧ, что может существенно уменьшить вероятность преодоления ПРО и вызвать необходимость в усиленном противодействии системам ПРО противника [1,7].
Для возможности реализации параллельного разведения, иллюстрированного на рисунке 2, подразумевается, что на МБР будет находиться несколько АУР с некоторым энергетическим потенциалом, что позволит не только сильно корректировать направление стрельбы (по боковому движению), но и, подобно ГЧ, наращивать или уменьшать дальность полета. Так же предполагается наличие системы навигации, устанавливаемой на АУР, что позволит каждому ОЭ наводиться отдельно, независимо от МБР.
Данный вид разведения имеет преимущество перед традиционным, «последовательным» разведением, оно заключается в невозможности предугадывания траектории ОЭ до их разведения. Так же ОЭ могут осуществлять полет «веером» (с примерно одинаковыми дальностями и различными азимутами целей) и наносят удар примерно одновременно, что так же вносит сложности для системы ПРО противника. Удар возможно наносить с большой дифференциацией по дальности, что обуславливает большую разницу по времени полёта.
Таким образом применение АУР обеспечивает в сравнении с последовательным разведением:
- более короткий АУТ;
- большую площадь возможного поражения;
- большую возможность варьирования полётным временем.
Применение автономных устройств разведения на МБР имеет очевидные плюсы, но накладывает новые требования к формированию траектории выведения МБР. В данном случае недостаточно построить траекторию МБР на одну из заданных точек прицеливания, азимут стрельбы должен быть ориентирован на некоторую абстрактную точку, удовлетворяющую условию энергетической досягаемости всех заданных целей АУР на последующем участке разведения.
Ввиду сказанного, остро встает вопрос поиска некоторой оптимальной точки фазового пространства координат и скоростей на момент окончания участка выведения, начиная полёт с которой каждое АУР сможет гарантированно достигнуть заданной для него точки падения.
Цель данной работы заключается в разработке алгоритма поиска оптимальной точки прицеливания для выведения баллистической ракеты, обеспечивающей энергетическую досягаемость всех установленных на ней АУР, а так же его программная реализация.
Баллистическая ракета (БР) — вид стратегического ракетного оружия, ракета, совершающая большую часть своего полета по баллистической траектории.
БР принято классифицировать по дальности полета:
- БР малой дальности: от 500 до 1000 километров.
- БР средней дальности: от 1000 до 5500 километров.
- Межконтинентальные БР (МБР): свыше 5500 километров.
В нашем случае речь пойдет о межконтинентальных БР или ракетах дальнего действия. Под МБР будем понимать управляемый летательный аппарат с реактивным двигателем, предназначенный для переброски полезного груза на большие расстояния по баллистической траектории, большая часть которой пролегает в безвоздушном пространстве.
МБР обладают рядом особенностей, выделяющих их в самостоятельный класс летательных аппаратов. Динамика их полета имеет общие черты полётом, артиллерийских снарядов, неуправляемых ракет, но в то же время подчиняется во многих деталях своим особым закономерностям и требует, поэтому самостоятельного исследования.
Траектория МБР состоит из двух резко разграниченных участков. На первом участке, который называется активным участком, ракета набирает кинетическую энергию. По количеству накопленной в конце активного участка кинетической энергии МБР резко отличается от других транспортных средств. Скорость набирается ракетой постепенно и достигается в сильно разреженных слоях атмосферы, что позволяет свести до минимума затраты энергии на преодоление сопротивления атмосферы. Количество накопленной кинетической энергии является важнейшим показателем совершенства МБР.
На втором участке, называемом пассивным участком или участком свободного полета, накопленная энергия используется для транспортировки полезного груза на большую дальность.
Ракеты дальнего действия, как и артиллерийские снаряды, летают по траекториям, задаваемым им до момента пуска. Но, в отличие от артиллерийских снарядов, МБР управляются в полете, что дает возможность в значительной степени компенсировать влияние ряда причин, действующих на активном участке и приводящих к отклонению фактической траектории от заданной. Система управления баллистическими ракетами решает следующие задачи:
а) выдерживание заданной, постепенно изменяющейся в течение полета ориентации осей ракеты в пространстве (управление движением вокруг центра тяжести);
б) выдерживание заданного направления полета и формы траектории, а также заданной величины и направления скорости полета (управление движением центра тяжести);
в) выключение двигателя в тот момент, когда кинематические параметры движения центра тяжести ракеты (скорость, ее направление и координаты центра тяжести) в совокупности обеспечивают полет на заданную дальность (управление дальностью полета).
Система управления обеспечивает, таким образом, полет ракеты в соответствии с произведенным прицеливанием и выставкой приборов управления, но самих задач прицеливания или наведения ракеты на цель не решает.
После выключения двигателя большая часть полета баллистической ракеты происходит в практически безвоздушном пространстве под действием сил, не поддающихся регулированию, но зато точно известных. Это, с одной стороны, исключает возможность управления на большей части участка свободного полета, а с другой стороны, повышает точность стрельбы [1,2].
На заре ракетостроения все МБР были моноблочными, что является неэффективным с экономической точки зрения. С развитием ракетной техники появились МБР с разделяющейся головной частью (РГЧ), что значительно повысило их эффективность. Однако, данный тип МБР имеет и минусы, один из них это увеличение продолжительности активного участка полета. Данный вопрос стал остро в условиях развития систем противоракетной обороны (ПРО). Выходом из данной ситуации стало параллельное разведение - вместо РГЧ на БР устанавливаются автономные устройства разведения (АУР). Введение устройств параллельного разведения подразумевает одновременное отделение и разведение АУР с комплектом полезной нагрузки, что значительно сокращает время активного участка траектории и повышает вероятность преодоления ПРО.
Неуправляемый полет стандартной МБР с РГЧ в безвоздушном пространстве осуществляется до первой точки прицеливания, по достижении которой, происходит разворот головной части (ГЧ) в направление обеспечивающее необходимые параметры вхождения отделяемого элемента (ОЭ) в атмосферу. ОЭ отделяется от ГЧ с небольшим и маломощным двигателем закручивает ее вокруг продольной оси для стабилизации ориентации продольной оси, в т.ч. при полёте через плотные слои атмосферы. После чего, ГЧ придается необходимые для достижения следующей точки разведения ориентация и вектор скорости. Все эти параметры являются частью полетной программы, рассчитанной заранее и уточняемой в процессе полёта ракеты. Точек прицеливания может быть не больше, чем ОЭ на ГЧ.
Следовательно, цели для БР с РГЧ последовательного разведения выбираются таким образом, чтобы все они лежали последовательно, одна за другой, в порядке отделения, как показано на рисунке 1. Специфика полета ГЧ обуславливает большую продолжительность полета, что повышает вероятность столкновения ее с системами противоракетной обороной (ПРО), более того, продолжительный полет может указывать направление на следующие цели ГЧ, что может существенно уменьшить вероятность преодоления ПРО и вызвать необходимость в усиленном противодействии системам ПРО противника [1,7].
Для возможности реализации параллельного разведения, иллюстрированного на рисунке 2, подразумевается, что на МБР будет находиться несколько АУР с некоторым энергетическим потенциалом, что позволит не только сильно корректировать направление стрельбы (по боковому движению), но и, подобно ГЧ, наращивать или уменьшать дальность полета. Так же предполагается наличие системы навигации, устанавливаемой на АУР, что позволит каждому ОЭ наводиться отдельно, независимо от МБР.
Данный вид разведения имеет преимущество перед традиционным, «последовательным» разведением, оно заключается в невозможности предугадывания траектории ОЭ до их разведения. Так же ОЭ могут осуществлять полет «веером» (с примерно одинаковыми дальностями и различными азимутами целей) и наносят удар примерно одновременно, что так же вносит сложности для системы ПРО противника. Удар возможно наносить с большой дифференциацией по дальности, что обуславливает большую разницу по времени полёта.
Таким образом применение АУР обеспечивает в сравнении с последовательным разведением:
- более короткий АУТ;
- большую площадь возможного поражения;
- большую возможность варьирования полётным временем.
Применение автономных устройств разведения на МБР имеет очевидные плюсы, но накладывает новые требования к формированию траектории выведения МБР. В данном случае недостаточно построить траекторию МБР на одну из заданных точек прицеливания, азимут стрельбы должен быть ориентирован на некоторую абстрактную точку, удовлетворяющую условию энергетической досягаемости всех заданных целей АУР на последующем участке разведения.
Ввиду сказанного, остро встает вопрос поиска некоторой оптимальной точки фазового пространства координат и скоростей на момент окончания участка выведения, начиная полёт с которой каждое АУР сможет гарантированно достигнуть заданной для него точки падения.
Цель данной работы заключается в разработке алгоритма поиска оптимальной точки прицеливания для выведения баллистической ракеты, обеспечивающей энергетическую досягаемость всех установленных на ней АУР, а так же его программная реализация.
В ходе работы исследованы методы разведения полезной нагрузки МБР, разработан метод поиска оптимальной упреждённой точки прицеливания для нового типа разведения, который в перспективе может стать более эффективным по сравнению с предыдущими.
Так же разработан инструментарий для реализации, проверки и отладки метода на основе баллистического калькулятора. Проведен анализ быстродействия численных методов, которые используются при решении задачи пристрелки с последующей оптимизацией алгоритма решения без значимой потери в точности. До оптимизации метода, время решения задачи составляло в среднем 0,2618 с., после оптимизации стало составлять 0,0998 с., что более чем в два с половиной раза меньше.
Итогом дипломной работы является программа с реализованным методом расчета точки прицеливания и коррекцией всей траектории для МБР с новым типом разведения.
В дальнейшем в состав работы будут включены решения таких задач таких, как:
1) дальнейшая оптимизация метода расчета упрежденной точки прицеливания;
2) разработка методов расчета оптимальных параметров для первого приближения;
3) Разработка теоретических методов поиска и расчета упрежденной точки прицеливания для минимизации времени вычисления.
Так же разработан инструментарий для реализации, проверки и отладки метода на основе баллистического калькулятора. Проведен анализ быстродействия численных методов, которые используются при решении задачи пристрелки с последующей оптимизацией алгоритма решения без значимой потери в точности. До оптимизации метода, время решения задачи составляло в среднем 0,2618 с., после оптимизации стало составлять 0,0998 с., что более чем в два с половиной раза меньше.
Итогом дипломной работы является программа с реализованным методом расчета точки прицеливания и коррекцией всей траектории для МБР с новым типом разведения.
В дальнейшем в состав работы будут включены решения таких задач таких, как:
1) дальнейшая оптимизация метода расчета упрежденной точки прицеливания;
2) разработка методов расчета оптимальных параметров для первого приближения;
3) Разработка теоретических методов поиска и расчета упрежденной точки прицеливания для минимизации времени вычисления.