Механика контейнерного старта ракеты при действии поперечных нагрузок
3
В качестве движущей силы
F
д
(
t
) может быть использован как соб-
ственный двигатель ракеты (в этом случае в систему уравнений необ-
ходимо ввести функции управления двигателем и изменения массы
ракеты), так и пороховой аккумулятор давления (ПАД) (в таком случае
необходимо ввести в систему уравнения для ПАДа). Система уравнений
решается численными методами [1, 2].
Следует отметить, что подобные схемы позволяют достаточно хо-
рошо описывать определенный класс воздействий, возникающих при
эксплуатации стартового комплекса, и такой подход вполне оправдан,
если:
●
ракету и контейнер можно считать «жесткой», не подвергающейся
изгибу и деформации сечения;
●
воздействие стартующей ракеты на стартовый комплекс невелико
(или им можно пренебречь);
●
движением пусковой установки (контейнера) можно пренебречь.
Конечно, не все случаи эксплуатации попадают под эти критерии.
Кроме того, за последнее десятилетие были рассмотрены стартовые
комплексы, которые изначально не вписываются в названные критерии.
Как пример можно привести комплекс «Воздушный старт».
В комплексе «Воздушный старт» предполагалось использовать в ка-
честве самолета-носителя военно-транспортный самолет АН 125-100
«Руслан» с взлетной массой около 300 т. При этом в качестве ракеты-
носителя планировалось использовать новую ракету стартовой массой
100 т. Ракету предполагалось размещать внутри фюзеляжа самолета на
специальном стартовом устройстве.
Уже самый простой анализ исходных данных выявляет, что ракета
и самолет-носитель при старте ракеты отличаются по массе всего лишь
в 1,5−2 раза, что позволяет сделать вывод (на основании закона сохра-
нения импульса) о значительном воздействии стартующей ракеты на
самолет-носитель. Кроме того, рассмотрение диаграммы возможной
развесовки груза в фюзеляже показывает, что разместить подобную
массу можно только в очень небольшом диапазоне — шириной не бо-
лее 1 м. Выход центра масс груза из этого диапазона влечет потерю
устойчивости самолета-носителя в потоке воздуха, уход его на крити-
ческие углы атаки и потерю самолета-носителя с ракетой и оборудова-
нием. В этом случае важным оказывается получить движение не только
(и не столько) ракеты, сколько самолета-носителя. На рис. 2 показан
характерный график изменения угла атаки самолета-носителя при
сбросе ракеты.
Расчет с использованием «жестких» тел позволяет получить кине-
матику движения системы носитель—ракета.
