Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
При возрастающей потребности по выведению малогабаритных космических аппаратов с помощью ракет-носителей легкого класса актуальной задачей в ходе проектирования твердотопливных ракет космического назначения является обеспечение оперативного прогнозирования изменения целевых баллистических параметров, в частности высоты орбиты, при изменении конструкции изделия в ходе его создания [1].
На начальной стадии проектирования ракет используются так называемые частные производные по основным проектным параметрам (например, конечной скорости активного участка полета или дальности полета ракеты), так как при рассмотрении возможных путей создания и модификации изделий возникает необходимость оперативного сравнения близких по своим характеристикам вариантов.
Использование частных производных обеспечивает более наглядную информацию, чем прямой расчет траекторий ракет с помощью ЭВМ. Так производные помогают оценить величину вклада каждого варьируемого параметра ракеты в суммарное изменение основной характеристики [2].
Для дальности полета баллистической ракеты известны частные производные по параметрам окончания активного участка, а также производные конечной скорости ракеты по ее проектным параметрам i-й ступени [3, 4]. Указанные зависимости возможно связать и получить производную дальности полета по проектным параметрам.
Применительно к твердотопливным ракетам космического назначения, авторами ранее были получены и представлены на VI Международной молодежной конференции «Новые материалы, подходы и технологии проектирования, производства и эксплуатации ракетно-космической техники» зависимости частных производных баллистических параметров по основным проектным параметрам.
Данная работа посвящена сравнительной оценке этих зависимостей с результатами расчета при численном интегрировании системы уравнений движения.
При проведении численного интегрирования применялась оптимизация траекторных параметров, обеспечивающая максимальное значение высоты орбиты для заданной массы полезной нагрузки.
Расчеты проведены для различных вариантов ракет, обеспечивающих доставку на низкую опорную орбиту полезных нагрузок от 50 до 1000 кг.
Проведена оценка выражений, позволяющих вычислить точность выведения космического аппарата при известных значениях разбросов характеристической скорости на конечном участке полета ракеты космического назначения.
Полученные в работе результаты позволяют определить максимальный диапазон варьирования проектных параметров ракеты при использовании аппарата частных производных, отвечающий допустимой погрешности расчетов при существенном снижении их трудоемкости, а также возможность применения этого аппарата в алгоритмах оптимизации при создании методики выбора оптимального облика ракеты космического назначения, в том числе с применением ранее разработанных двигательных установок.
