книги из ГПНТБ / Величко К.Ф. Основы теории полета управляемых баллистических ракет учебное пособие
.pdf- 10 -
tK- время полете ракеты на активном участке траектории;
Т- полное время полета ракеты от момента старта до мо мента падения;
Н »- |
высота траектории /расстояние от поверхности Земли |
|
до вершины траектории/; |
L n- |
дальность полета ракетына пассивном участке траекто |
L - |
рии; |
полная дальность полета ракеты, намеряемая на поверх |
|
|
ности Земли от точки старта до точки падения; |
L - максимальная дальность полета; |
|
[, - |
минимальная дальность полета. |
'—‘min |
|
§ 2* Системы координат, характеризующие полет ракеты
При изучении движения управляемой баллистической ракеты пользуются следующими прямоугольными системами координат: отартовой,связанной и скоростной.
Стартовая |
система |
координат /р и с .1 .1 / |
|
|||
Начало стартовой |
системы координат помещается в точке |
|||||
старта /0/. Ось |
0ХС |
направлена в плоскости горизонта по ли |
||||
нии прицеливания ракеты. Ось |
0УС направлена вверх по нормали |
|||||
к поверхности |
земного |
еллипсоида. Ось 0 Z Cнаправляется так, |
||||
чтобы система координат была правой, |
т .е . чтобы |
, наблюдая с |
||||
положительного |
направления |
оси ОZ c |
, вращение оси 0ХС к оси |
|||
0 УС по кратчайшему пути |
происходило против хода чаоовой |
|||||
стрелки. |
|
|
|
|
|
|
Плоскость, образованная осями 0ХС м 0УС , называется |
||||||
плоскостью пуска /стрельбы /. |
|
|
|
|||
Плоскость, |
образованная |
осами |
0ХС и 0 Z C , |
называется |
||
плоскостью горизонта в точке старта. |
|
|
||||
Стартовая |
система |
прямоугольных |
координат |
позволяет опре |
делить положение центра масс ракеты в пространстве относительно точки старта, которое характеризуется тремя координатами:
11
л с * ' с I *-с •
Связанная оногеиа координат
Дня определения углового положения ракеты в пространст ве вводятся две вваиыно перпендикулярные плоскости симмет рии /основная и главная/, проходящие черев продольную ось ра кеты.
|
В случае, |
когда основная плоскость симметрии совпадает |
|
с |
плоскостью, |
в которой расположены 1 и в оргада управления, |
|
а |
главная - с |
плоскостью, |
в которой расположены П и|У органы |
управления,оси |
свяванной |
системы координат неправлены следу- |
-$Х, |
из центра |
тяжести |
ракеты |
/ S / вдоль продольной оси в |
|
|
сторону |
головной |
части; |
|
|
- 5 у, |
в плоскости органов управления 1 |
и В перпендикулярно |
|||
|
продольной оси ракеты в |
сторону |
В органа управления; |
-12 -
-S z , перпендикулярно осям SX, и S у,, дополняя систему до правой, и, следовательно, направлена в сторону 1У ор гана управления.
Втом случае, когда основная и главная плоскости симмет рии не совпадают о органами управления, то выбор направления осей связанной системы координат оговаривается особо /рис.
Рдс.1.26
Угловое смещение связанной системы координат относитель но стартовой определяется значениями трех углов: углом тан гажа (У \ . углом рыскания ^ , и углом вращения /крена/ f , которые подучены путем трех последовательных поворотов связанной системы /р и с .1. 3/ .
Углом тангажа |
называется угол /р и с .1 .4 а /, образован |
ный осьюSX, ракеты |
с плоскостью горизонта OXcZc в точке стар- |
- 13 -
та а измеренный в плоскости пуска.
Рио.1.3
углом рыскания называется угол /рис»1.4б / образованный
осью S X, ракеты с плоскостью пуска 0Хе Ус. |
|
Углом вращения называется угол, /р и с .1 .4 » /, |
образован-^ |
ный ооью S У, с плоскостью пуоиа ОХеУ я ивмерендай |
в плоскос |
ти, перпендикулярной оси SX, . |
|
по оси X,
а / |
4) |
S) |
Р и с. |
1 .4 |
|
- 14 -
Таким образом, положение ракеты в пространстве определи- ' етер тремя координатами Хе , УС) Ze и тремя углами \У, S V f .
Скоростная система координат
Скоростная система координат служит для определения по ложения вектора скорости относительно связанной и стартовой систем координат» Начало скоростной системы координат рас полагается в центре тяжести ракеты.
• Doи скоростной оистемы координат направлены следующим обраэом /р и о .1 .5 /.
|
|
Рио. 1 .5 |
|
5Х |
- |
по вектору скорости центра тяжести ракеты; |
|
5 у |
- |
перпендикулярно вектору скорости в основной плоскости |
|
|
|
сшшехрии и направлена в сторону Шоргана управления; |
|
S Z |
- |
перпендикулярна осям 5Х |
и 5 у так, чтобы образова |
|
|
лась правая система координат. |
|
|
Угловое положение вектора |
скорости центра масс ракеты |
- 15 -
относительно связанной онотемы определяется двумя углами: углом атаки оС я углом окольжения J3 .
углом атаки оС называется угол, образованны! проек цией вектора скорости центра масс ракеты на основную плос кость симметрии ракеты я ее продольной ооью. Угол ОС положи тельный, если ось ракеты выше вектора окорооти и наоборот.
Углом окольжения J3 называется угол, образованный век тором скорости центра масо ракеты и ее основной■плоскостью симметрии.
|
I 3 . Общая характеристика сил, д е й с т в у е т на |
|||
|
|
|
ракету в |
полете |
При движении ракеты на активней учаотке на нае действуют |
||||
сведущие силы /рис. 1 .6 /: |
|
|||
- |
сила |
тяги Р; |
|
|
- |
сила |
тш ести G |
; |
|
- |
аэродинамическая сила R |
; |
||
- |
управлящие силы |
R упр . |
|
Сила тяги Р возникает в результате работы двигателя ракеты на активном участке траектории. Она приложена к цент ру масо ракеты а направлена по ее оси в оторону головной чаоти.
Сила тяжести /в е о а / ракеты G приложена тапке в цент ре иаоо ракеты и направлена по отвеоу внаа. Обе ета сады при рассмотрении их в вертикальной плоскости,, стремятся жаненить как величину, так и направление окороетв движения центра маоо ракеты.
Аеродинамические силы возникают в результате вааамоде!-
отвия ракеты о окружающей вовдулной средой. Равнодействующая аэродинамических сия прелокена в цент
ре давления /Г /, который, как правило, не совпадает о цент ром тякеоти. Направление равнодействующей аависмт.от боль шого числа факторов и поэтому не может быть определено еара нее.
- 16 -
Рио. 1 ,5
управляющие силы возникают в результате отклонения рабо тавших органов управления и приложены обычно в точках их сое динение о ракетой, величина и направление управляющих оил за висит от угла поворота органов управления ( S ' / .
йш полете ракеты на пассивном участке траектории ее двигатель не работает а ракета /головная часть / летит как овободно брошенное тело. На этом участке траектории ракета двнжетоя под действием двух сил: силы тяжести и силы аэроди намического сопротивления.
Нами рассмотрена общая характеристика системы сил, дей ствующих на ракету как на активном, так и на пассивном участ ках траектории в плоскости пуска, когда углы рыскания и сколь^ хеш и равны нулю.
- 17 -
Однако вдедует иметь в виду, что в общем случае силы в момен ты могут действовать на ракету и в других плоскостях.
Перейдем теперь к подробному изучению этих оил.
J 4 . Реактивная сила /сила тяги /
Сущность реактивной оилы. Пусть в закрытом цилиндричес ком сосуде /р и о .1 .7 / создано давление газа р , превышающее атмосферное. Тогда давление rasa , как известно ив физики, бу дет равномерно распределяться по площади отенок оооуда, кото рый при этом будет оставаться неподвижным, если нет приложе ния внешних сил.
Если теперь в одной ив отенок оооуда сделать отверстие,
то сжатый газ устремится через это отверстие, а сам сосуд-наж нет двигаться в противоположную сторону истечения газов. Дви жение сосуда произойдет в результате появления реактивной си лы Р.
- Следовательно, реактивная сила возникает в результате реакции потока частиц, отбрасываемых из сосуда. Для практи ческих целей реактивную силу получают с помощью реактивных
/ракетных/ двигателей. При сжигании топлива в ракетном двига теле его тепловая анергия преобразуется в. кинетическую анер гию газовой струи, которая вытекает из двигате'ля, а получаю- .
щаяся за счет этого сила реакции, используется как движущая
- 18 -
Ра~$аёление но срезе
сопла.
Wa“спорость
истечения
уеоЗоб.
сила летательных аппаратов.
Для выражения величины силы тяги ракетного двигателя
рассмотрим силы давления, действующие на стенки камеры.дви гателя с внутренней и внешней стороны /рис.1.7/ .
На внешнюю стенку |
камеры действуют силы атмосферного |
||
давления |
Рн , которые |
равномерно распределены по всей по |
|
верхности. На внутреннюю стенку камеры действует давление |
|||
продуктов сгорания |
Рр . |
Оно изменяется по длине камеры от |
|
давления в камере / |
р г‘ |
/ до давления на выходе из сопла |
|
/ р в / , |
блнвкого по величине к наружному р к . |
Поскольку других сил, действующих на камеру двигателя,
- to -
нет, то, следовательно, сила тяга есть реаухьтат дейотвия укаванных сил.
Если обозначить силы давления на |
внутреннюю стенку в . „ |
|
а силы давления на наружную стенку |
Р^.м , то оила тяги будет |
|
равна яд оумме |
|
|
Р = R-в + Ратм |
|
U .1) |
Учитывая то, что камера двигателя является симметричной |
||
относительно оои и, следовательно, |
все |
силы давления в ради |
альном направления будут уравновешиваться, сила тяги Р пред
ставляет собой |
осевую равнодействующую сих давления Fjlb ы |
Определим ети |
силы. |
Если принять аа положительное направление направление; противоположное истечению продуктов огорания, то равнодейст вующая сил наружного давления / действующая в осевом направлении и равная произведению площади выходного оеченяя
оопла / |
|
5 а / на |
наружное атмосферное давление / р и / запи |
|
шется: |
|
|
Р^н = -Р„5а |
ц.г) |
|
|
|
||
Для |
определения силы давления, действующей на внутреннюю |
|||
стенку |
в |
ооевоы |
направлении/ воспольвуемоя |
законом сохранения |
количества |
движения, который для данного случая можно оформу- |
|||||
лировать: сумма сил, действующих на объем гава, равна рев |
|
|||||
ности количеств движения газа, вытекающего из |
атого |
объема |
и |
|||
втекающего |
в него в единицу времени /например |
, в 1 |
сек /. |
|
||
|
|
P = 3 ‘ W ’ - - 7 r W ' |
. М > |
, |
||
где |
- |
массовый секундный расход топлива) |
|
|
||
W, - |
скорость |
втекающего г а за ; |
|
|
|
|
W a - |
скорость |
истекающего газа. |
|
|
|
|
${ак видно из рис.1 .7 , на объем газа, заключенного вкш- . |
||||||
мере, действует сила со стороны отенок камеры |
-Ргз и сила |
|||||
со стороны выходного сечения оопла, равная + p e S e . Тогда |
|