Анализ и оптимизация программ управления и траекторий движения сверхзвукового самолета-носителя тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.09, кандидат технических наук Потапов, Валентин Иванович

• Потапов, Валентин Иванович
• кандидат технических наук
• 2010

Оглавление диссертации кандидат технических наук Потапов, Валентин Иванович

Введение.

1 Математическая модель движения самолёта-носителя.

1.1 Сверхзвуковой самолёт-истребитель.

1.2 Летательный аппарат MPV.

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.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Анализ и оптимизация программ управления и траекторий движения сверхзвукового самолета-носителя»

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 значениям коэффициента подъёмной силы и имеет меньшую конечную скорость при большей конечной высоте.

3. Предложена номинальная двухступенчатая программа изменения коэффициента подъёмной силы самолёта-носителя, которая обеспечивает различные значения конечной высоты и скорости полёта при достижении заданного конечного угла наклона траектории.

Практическая значимость работы состоит в определении программ управления для сверхзвукового самолёта и летательного аппарата, которые имеют общий характер и могут быть использованы при динамическом проектировании и анализе различных схем первой сверхзвуковой ступени авиационно-космической системы.

Результаты исследования и программное обеспечение реализованы в учебном процессе ГОУ ВПО «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П.Королёва (национальный исследовательский университет)».

На защиту выносятся следующие положения.

1. Предложенная структура манёвра «горка», состоящая из двух участков: «вход в горку» и «выход из горки», за счёт изменения на первом участке нормальной скоростной перегрузки позволяет обеспечить широкий диапазон конечных параметров движения самолёта-носителя как первой ступени авиационно-космической системы. С ростом перегрузки при увеличении максимального конечного угла наклона траектории уменьшаются конечные значения высоты и скорости.

2. Для максимизации конечной скорости самолёта-носителя в конце участка пассивного движения с целью уменьшения торможения коэффициент подъёмной силы уменьшается и может достигать минимального значения.

3. Предложенная для самолёта-носителя двухступенчатая программа изменения коэффициента подъёмной силы с первым коэффициентом, равным значению, соответствующему окончанию активного участка движения, и вторым коэффициентом, равным минимальному значению, за счёт изменения времени переключения позволяет обеспечить различные конечные высоты и скорости полёта для заданного конечного угла наклона траектории.

4. Конечная высота и конечная скорость полёта летательного аппарата существенно повышаются (на 20 км и на 310 м/с, соответственно) за счёт использования в двигателях системы дополнительной подачи кислорода и охлаждения.

Апробация работы. Основные научные положения и результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на XIII и XIV всероссийских научно-технических семинарах по управлению движением и навигации летательных аппаратов (г. Самара, 2007г., 2009г.), на международной конференции «Научные и технологические эксперименты на автоматических космических аппаратах и малых спутниках» (г. Самара, 2008 г.), на 7-й и 8-й международных конференциях «Авиация и космонавтика - 2008», «Авиация и космонавтика - 2009» (г. Москва, 2008 г., 2009г.), на международной молодёжной конференции XXXVI Гагаринские чтения (г. Москва, 2010 г.).

Публикации. Материалы диссертации опубликованы в восьми печатных работах, из них три статьи в рецензируемых журналах [41, 42, 43], две статьи в сборниках трудов [44, 45] и три тезиса докладов [46, 47, 48].

Диссертационная работа состоит из введения, четырёх глав, заключения, двух приложений и списка использованных источников.

Заключение диссертации по теме «Динамика, баллистика, дистанционное управление движением летательных аппаратов», Потапов, Валентин Иванович

Заключение

1. Манёвр «горка», состоящий из двух участков: «вход в горку» с постоянной нормальной скоростной перегрузкой и «выход из горки» с максимальным допустимым коэффициентом подъёмной силой и обеспечивающий максимальную конечную высоту при положительном угле наклона траектории, за счёт изменения перегрузки позволяет обеспечить широкий диапазон конечных параметров движения сверхзвукового самолёта-носителя.

2. Программы с малыми и большими значениями коэффициента подъёмной силы, полученные из условия максимизации конечной скорости самолёта-носителя при фиксированном конечном угле наклона траектории и нефиксированной конечной высоте, соответственно обеспечивают большую конечную скорость при меньшей конечной высоте и меньшую конечную скорость при большей конечной высоте.

3. Двухступенчатая программа управления, имеющая два значения коэффициента подъёмной силы, первый из которых соответствует окончанию активного участка движения, а второй равен нулю, за счёт изменения времени переключения обеспечивает изменение конечной высоты и конечной скорости движения самолёта - носителя в широком диапазоне.

4. Большая конечная высота (63 км) и большая конечная скорость (680 м/с) летательного аппарата достигается за счёт использования двигателей с системой дополнительной подачи кислорода и охлаждения.

Предложенные подходы к определению программ управления, траекторий и предельных параметров невозмущённого движения имеют универсальный характер и могут быть использованы в динамическом проектировании сверхзвуковых самолётов-носителей как первых ступеней авиационно-космических систем, предназначенных для запуска миниспутников.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Потапов, Валентин Иванович, 2010 год

1. Шкадов Л.М., Буханова P.C., Илларионов В.Ф., Плохих В.П. Механика оптимального пространственного движения летательных аппаратов в атмосфере. — М.: Машиностроение, 1972.

2. Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полёта. Траектории летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1969.

3. Лебедев A.A., Чернобровкин Л.С. Динамика полёта. М.: Машиностроение, 1973.-616с.

4. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Динамика самолёта. Пространственное движение. -М.: Машиностроение, 1983.

5. Аэромеханика самолёта: Динамика полёта: Учебник для авиационных вузов/ А.Ф. Бочкарёв, В.В. Андреевский, В.М. Белоконов и др.; Под ред. А.Ф. Бочкарёва и В.В. Андреевского. 2-е изд. перераб. и доп. М.: Машиностроение 1985. - 360с.

6. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы)/ Под ред. В.П. Мишина М.: Машиностроение, 1985.

7. Авиационно-космические системы: Сб. статей под ред. Г.Е. Лозино-Лозинского и А.Г, Братухина М.: Изд-во МАИ, 1997.

8. Нечаев Ю.Н. Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов. М.: Изд-во Российской академии космонавтики им К.Э.Циолковского, 1996.

9. Бузулук В.И. Оптимизация траекторий движения аэрокосмических летательных аппаратов. М.-2008.- 476с.

10. Понтрягин Л.С., Болтянский В.Г., Гамкрелидзе Р.В., Мищенко Е.Ф. Математическая теория оптимальных процессов. М.: Наука, 1961.

11. Федоров Л.П. Определение оптимального режима работы двигателей при выборе наивыгоднейшей траектории набора высоты самолёта // Труды ЦАГИ, 1969, вып. 1132.

12. Федоров Л.П. Расчётное исследование траектории самолёта с учетом оптимизации тяги и изменения его массы // Труды ЦАГИ, 1981, вып. 2102.

13. Федоров Л.П., Козин Р.В., Литвиненко Н.В. Об использовании энергического метода в механике полёта // Труды ЦАГИ, 1981, вып. 2102.

14. Федоров Л.П. Приближенные методы оптимизации характеристик участка набора высоты самолёта // Труды ЦАГИ, 1987, вып. 2366.

15. Филатьев A.C. Оптимальный запуск искусственного спутника Земли с использованием аэродинамических сил // Космические исследования, 1991, т.29, вып.2.

16. Филатьев A.C. Оптимизация ветвящихся траекторий аэрокосмических систем // Труды первой международной авиакосмической конференции. Москва, 1992. М.: Российская инженерная академия, 1995, т.З.

17. Филатьев A.C. Практический путь повышения эффективности космических транспортных систем на основе внедрения строгих методов сквозной оптимизации // Авиакосмическая техника и технология, 1999, №1.

18. Лозино-Лозинский Г.Е., Дудар Э.Н. Сравнительный анализ многоразовых космических транспортных систем // Проблемы машиностроения и надёжности машин. М.: Наука, 1995, №4.

19. Дудар Э.Н. Многоразовый орбитальный самолёт вертикального и горизонтального старта // Четвёртый международный аэрокосмический конгресс IAC'2003. Москва, 2003.

20. Плохих В.П., Лазарев В.В., Бузулук В.И. Исследование в области авиационно-космических систем // Сб. статей «ЦАГИ — основные этапы научной деятельности. 1993-2000».-М.: Физматлит, 2003.

21. Плохих В.П., Бузулук В.И. О перспективах развития многоразовых систем выведения горизонтального старта // Сб. статей «Проблемы создания перспективной авиационно-космической техники».-М.: Физматлит, 2005.

22. B.И. Ульянова-Ленина, 2004. С.132-142.

23. Давидсон Б.Х., Смирнов A.B., Балашов В.В. Перспективы развития авиационно-космических систем // Проблемы создания авиационно-космической техники. 2005. - М.: Физматлит.1. C.79-91.

24. Арутюнов А.Г. Создание сверхзвукового дальнего барражирующего перехватчика нового поколения // Создание перспективной авиационной техники. М.: Изд-во МАИ, 2004. -С.25-29.

25. Чернов Л.Г. Некоторые особенности аэродинамической компоновки современного манёвренного самолёта-истребителя / Полёт-1999(май). С. 42-46.

26. Черный И. Воздушный старт 2009 // Новости космонавтики -2009.-№5 (316).-С. 48.

27. Черный И. О проектах «Ишим» и «Байтерек» // Новости космонавтики 2007. - №7 (294). - С. 38.

28. Широкопояс В.А. Исследование оптимальных режимов полёта самолётов методом динамического программирования с использованием в качестве первого приближения опорной траектории // Труды ЦАГИ, 1973, вып. 1460.

29. Широкопояс В.А. О возможности упрощения дифференциальных уравнений движения в задаче о максимальной скороподъемности самолёта // Учебные записки ЦАГИ, 1980, т. XI, №1.

30. Ильин В.А., Филатьев A.C. Синтез оптимальных траекторий выведения на орбиту, с любой точки которых возможен спуск в атмосфере с выполнением заданных ограничений // Космические исследования, 1985, т.23, вып.1.

31. Янова О.В. Оптимизация выведения авиакосмической системы с учётом ограничений на участке возвращения самолёта-носителя // Труды первой международной авиакосмической конференции. Москва, 1992. М.: Российская инженерная академия, 1995, т.З.

32. Гревцов Н.М, Ефимов O.E., Мельц И.О., Трубецкой А.Б. Соотношение условий оптимальности стационарного и нестационарного режимов полёта в методе сингулярных возмущений // Учебные записки ЦАГИ, 1995, t.XXVI, №1-2.

33. Давидсон Б.Х. Терминальное управление с использованием семейства попадающих траекторий в пространстве оскулирующих элементов орбиты // Сб. статей «Проблемы создания перспективной авиационно-космической техники». — М.: Физматлит, 2005.

34. Никифоров Б.М., Сапожников А.И. Концепция построения терминального управления движением сложных динамических систем // 1-ая конференция МАА-РАКЦ «Космос для человечества»: Сборник тезисов.- Королёв, 2008. С.62.

35. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М.: Изд-во стандартов, 1981.

36. Аэродинамика летательных аппаратов: Учебник для вузов по специальности «Самолётостроение» / Г.А. Колесников,

37. B.К. Марков, А.А. Михалков и др.; Под ред. Г.А.Колесникова. -М.: Машиностроение, 1993. 544с.

38. Головин В.М., Филиппов Г.В., Шахов В.Г. Расчёт поляр и подбор винта к самолёту: Учебное пособие / Самар. гос. аэрокосм. ун-т. Самара, 1992.- 88с.

39. Васильев В.В, Морозов Л.В., Шахов В.Г. Расчёт аэродинамических характеристик ракет-носителей: Учебное пособие/Самар. гос. аэрокосм. ун-т. Самара, 2005. 88с.

40. Турапин В. М. Аэродинамический расчёт самолета: Учебное пособие / Куйбышевский авиационный институт им.

41. C.П.Королёва, Куйбышев 1973. 50с.

42. Салмин В.В. Турапин В.М. Лётные характеристики, продольная устойчивость и управляемость самолёта: Учебное пособие / Куйбышев: КуАИ, 1982.- 80с.

43. Балакин В.Л., Потапов В.И. Траектории движения сверхзвукового самолёта как первой ступени авиационно-космической системы // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2009. - №2(18). - С. 7-13.

44. Потапов В.И. Программы управления и траектории движения сверхзвуковой первой ступени авиационно-космической системы // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2010. - №1(21). - С. 63-70.

45. Потапов В.И. Траектории движения первой ступени авиационно-космических систем // XXXVI Гагаринские чтения. Научные труды Международной молодежной научной конференции в 8 томах. Москва, 6-10 апреля 2010г. М.: МАТИ, 2010. Т.5. С. 178179.

46. Балакин В.Л., Потапов В.И. Оптимизация параметров манёвра «динамическая горка» сверхзвукового самолёта при запуске малого спутника // 7-я международная конференция «Авиация и космонавтика 2008». Тезисы докладов. - М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2008.-С. 236.

47. Балакин В.Л., Потапов В.И. Расчёт и анализ траекторий сверхзвукового самолёта-носителя // 8-я международная конференция «Авиация и космонавтика 2009». Тезисы докладов. - М.: Изд-во МАИ- ПРИНТ, 2009. - С. 240.

48. Launch Condition Deviations of Reusable Launch Vehicle Simulations in Exo-Atmospheric Zoom Climbs Peter H. Urschel and

49. Timothy H. Cox NASA Dryden Flight Research Center Edwards,

50. California September, 2003.http://dtrs.dfrc.nasa.gov/archive/00000Q23/.

51. Responsive space launch. The F-15 Microsatellite launch vehicle. J.Rothman, E. Siegenthaler/ Air Force Research Laboratory. Kirtland Airforce Base first responsive space conference. April 1-3 2003/ Redondo Beach, CA// AIAA-LA Section/SSTC 2003-9002.