Добавил:

ivanov666 Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Башкирский Государственный Аграрный Университет

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

книги из ГПНТБ / Величко К.Ф. Основы теории полета управляемых баллистических ракет учебное пособие

.pdf

Скачиваний:

Добавлен:

29.10.2023

Размер:

6.85 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 67 / 227 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 > Следующая >>>

- 60 -

Рис. 1.26

шение угла атаки. Т&кой момент стремится восстановить перво начальное положение и называется восстанавливающим или ста билизирующим, а ракета будет статически устойчивой. Если центр дарений расположен впереди центра тяжести, то возни кающий при этом момент стремится увеличить угол атаки.Такой момент отремится еще более отклонить продольную ось от перво начального положения и называется опрокидывающим или дестаби лизирующим, а ракета будет статически неустойчивой.

При практических расчетах для определения величины ста тического аэродинамического момента используют формулу, ана логичную формулам, по которым вычислялась сила лобового со противления и подъемная сила:

где	/772 -	безравмерный коэффициент	момента;
	-	некоторый характерный линейный размер /обычно
		длина ракеты/.	атаки / ОС / пропорцио
	Коэффициент fTJZi при малых углах		атаки / ОС / пропорцио
нален ему:

				-	61			;
								;
			ГГЦ-m ; (X					( t -38а)
где	П 12( -	коэффициент		момента		при	оС
	Подставляя /1 .3 8 а /			в /1 .3 8 /,		получки;
		m	l P	f s	i a	-	M l ос	Ц .39)
где	' Ч -	статический		аеродинанический иоиент при угле
		атаки,	разном одному градусу(Д 7“ =

Следует отметить, что величина /V7Z аавиоит еще и от внутреннего распределения масс ракеты . В Полете по мере расходования топлива происходит перераспределение массы и центр тяжести перемещается вдоль оси ракеты, приближаясь или удаляясь от него.

п8* Тушащие /демпфирующие/ моменты

Врезультате действия на ракету различных сил может про исходить вращение ракеты с некоторой угловой скорость» О) вокруг ее центра масс. Это вращение приводит в появление тушащего момента. Аэродинамический тушащий момент hL^f яв ляется прямым следствием сопротивления вовдуха повороту ра кеты около своего центра маоо. Следовательно, тушащий момент появляется только в том случае, когда имеет место угловое вращение ракеты вокруг центра масс и своим действием стре мится погасить угловую скорость вращения ракеты. Рассмотри сущность возникновения тушащего момента.

Как видно из рисунка 1.27, при появлении угловой ско- .

рости поворота ракеты	СО относительно	одной оси,.напри
мер S Z t , обтекание	встречным потоком	воздуха каждого алег

мента поверхности ракеты будет происходить с отличающейся по величине скоростью a V и местным углом атаки &о( по срав

нению со скоростью центра масс и угла атаки всей ракеты,		в
каждый данный	момент поворота ракеты. На рисунке*1.27 V	и
й\/ показаны	с учетом принципа обращенного движения.

- 62 -

......-■ ^

* \	Н Г 7
* \	N -	у
tT	-----------

--------------------ел —

Рис. 1.27

В этом случае приближенное изменение угла атаки для,, элемента боковой поверхности, расположенного на удалении Сх

от вершины ракеты* будет равно:		. ,
t g Д с( ' ДОС	М _ _	O J . . J	а . 40)

С появлением дополнительного угла атакк ДО( для данного эдементв боковой поверхности возникает дополнительный аэродина мический момент относительно центра масо, направленный в противоположную сторону вращения. Прооуммировав все элементар ные дополнительные моменты, получим тушащий /демпфирующий/ момент, величина которого может быть определена по формуле:

			;	u .4 i>
ГД*	СО	-	угловая скорооть вращения,
	f.	-	длина ракеты,
	ПГ\Т-		бевравмерный коэффициент тушащего момента, вели
			чина которого вавиоит в основном от окорости
			движения.
•	Теоретические исследования и практические			опыты показы
вают,	что	тушащие аэродинамические силы малы по сравнению с
другими моментами.
	Кроме рассмотренного внешнего аэродинамического тушаще
го момента			имеет место еще и внутренний тушащий момент, ко

- 63 -

торый возникает в результате появления кориолисовых ускорений при движении компонентов топливе по трубопроводам топливной системы и бакам поворачивающейся вокруг центра маоо ракеты, а также в рееулвтате истечения газовой струи из двигателя.

Внутренний тушащий момент по сравненип о внешним намно го меньше при полете ракеты в атмосфере, но приобретает суще ственное значение при полетах в космосе.

5 7 . Управляйте силы и моменты

п.1 . Необходимость создания управлявших сил

имоментов

управляющие оклы создаются с помощью органов управле ния. Создание управляющих сил и моментов необходимо для уп равления вращательным движением ракеты вокруг её центра маос для того, чтобы по командам системы управления обеспечить программное движение ракеты.

Известно, что на активном участке траектории ракета должна двигаться по^расчетной траектории. Характерными участ ками етой траектории, как было показано на рис.1 .1; являюгоя: вертикальный, криволинейный и прямолинейный, рассмотрим ха рактер действия системы сил при полете ракеты на >тих харак терных участках траектории.

.При вертикальном Полете ракета движется под действием

следующих сил: силы тяги	Р	, силы	тяжести G	и силы ло
бового сопротивления Rx	•	Все еги	силы /р и с .1 .8 6 / направ
лены по вертикали, т .е . в	направлении движения			р а к е т . Если

спроектировать эти силы на оси скоростной системы координат,

то	получим				_
			Т ,- P - G - K v			a .« >
			/ч/ = О »		— .
где	X	-	равнодействующая сил,			дейотвующрх в направле
	N		нии оси	£ х	;
	N	-	равнодействующая сил,			действующих в направлении
			оси s y	•

- 64 ^

Ив выражения /1 .4 2 / видно, что, йэыеняя величину оил Р, G и R x , нельзя иаменить направление движе


ния ракеты.	Д ля'второ необходимо
создать силу		А /	, которая внао-
вет ивменение		направления		полета.
Это можно оделать ва счет				создания
угла атаки	оС		/р и с .1 .2 9 /.

				Рис.		1.29,
	При возникновении угла атаки		ОС	появляется подъемная
оила	и	проекция силы тяги Р	на		ось	S У .
	В этом	случае выражения для	Т	и	N	будут иметь вид:

Т = P c o s o C - G - R x

N = - P s i n & - Ry •	tl .43)

-	65	-
Таким образом, отклоняя ракету	от	вертикального	положения,
подучим необходимую оилу А/ ,	которая и вызовет		искривление


траектории. Начинается переход с вертикального			участка	дви
жения ракеты на криволинейный. Но мы знаем, что			при полете
ракеты с углом атаки одновременно с появлением			подъемной
силы	возникает	и статический момент, который стремится
изменить угол атаки		О С , а , следовательно, и оилу N		. Что

бы этого не получилось, очевидно, необходимо нейтрализовать действие статического момента, создав равный по величине,нообратный по направлению момент. Эта задача, наряду .с вадачами угловой и нормальной стабилизации ракеты, решается органа ми управления, с помощью которых создаются необходимые управ ляющие силы и моменты.

В общем случае, как видно ив рис.1.Э 0, схему действия системы сил на активном участке траектории, можно записать:

Из выражения 1.43 и 1.44 видно, что путем маменеиия

угла оС можно	получить необходимые управляющие силы Т и
Д/ . Сила Т	влияет на величину-скоростм ракеты » т.е.

- бб -

может служить для получения текущей скорости	полета ракеты
в каждый данный момент в расчетных пределах.	С помощью силы

Л/ производится искривление траектории в соответствии с про

граммой. управляющие силы и моменты совдаются с помощью орга нов управления ракеты. Органами управления называются устрой

ства,	позволяющие управлять	системой сил, действующих на ра
кету	в полете. В настоящее	время	на ракетах применяются са
мые различные органы управления:			газовые рули,	поворотные
камеры основных двигателей,		рулевые двигатели		и т .д .
	п .2 . Газовые рули
	Газовые рули устанавливаются на срезе сопла и находят
ся в потоке газов, истекающих И8			двигателя. Оси вращения га

зовых pjme* перпендикулярны продольной оси ракеты и располо жены в двух вэаимноперпевдикуяярных плоскостях: основной и

главной /р и с .1 .	2 а /.	В основной плоскости	симметрии находят
ся гавовые рули	1-Ш,	а в главной - П-1У.	При отклонении га

зового руля от нейтрального положения на угол сГ /р и с .1 .3 1 / возникает сила лобового сопротивления и подъемная сила, определяемые формулами, аналогичными 1.30 и 1.32 :

	УГ Р	Р	Рг	с					а .45)
		- ^ У г р	г	гр ,
	Xгр	г	г	С					а .46)
		= 0 *гр		° гр >
где	\Л/в - скорость газового			потока		на	срезе сопла;
	_рг - плотность газа ;
	Srp- площадь газового руля;
	коэффициенты силы лобового						сопротивления и
С * Г р ' СУгр
	подъемной силы.
	Полная веродинамическая			сила тазового				руля	R rp/рис.
1 .3 1 /	приложена в	центре дввления			/	Т г	/ .	Поворот газового
руля осуществляется относительно					точки		крепления		его / S r /
к корпусу ракеты.			о Г/0				Чгр
	Так как при малых			величина				пропорциональ-

- 67 -

Рио.

1.31

на

углу атаки, т .е .

поворота

руля,

то формула /1 .4 5 /

прини

мает вид:

/С

Рг W/e ' О

гр »

(1.47)

Угр-

^ у Гр

° г р

где

Су - коэффициент

подъемной силы при повороте руля на

один градус /радиан/.

Возникающий при этом управляющий момент относительно

оси S2, равен:

уяР

= У Гр

1 гРх<

(1.48)

где

ъгрХ) - расстояние

от центра месс

до оси вращения гаво-

•>вого руля.

Подставляя

1.47

1.48

подучим: момент

от действия

одного газового

руля

■!

S rгр. Iь г р х '

(1.49)

M ynP= C A

1 1Z,

и-УгрУгв °UrPг,

обозначив

Р г Wo р

(1.50)

°'7 > 'СгР*1

получим формулу

		- 68	-
	M' Z \|r = M ' < L ,		(1.51)
где	M 2i “ управляющий момент1 относительно оси S Z, при по
	вороте гевового руля на один градуо /или радиан/.
	Если управлякщий момент совдается несколькими рулями,то
следует принять угол		сГт , который равен сумме отклонений
П и 1У газовых рулей		&г = S g ■+• 8 д
■	- величина И z,	ивменяется	во время движения ракеты на

активном участке траектории ва счет изменения положения цент

ра масс		ракеты		£ Гру, и обгорания газовых рулей		, т .е . измене
ния	5 гр	« Суф		.„
	ф и	отклонении 1 и Шрулей от нейтрального				положения
возникает управляющий момент относительно оси						,	который
будет изменять величину угла рыскания:
где	М у; -		уиравляиций момент относительно		оси	SLJ,	при
отклонении газового руля на один градус;
<$ря d i + сГщ			-	суммарное отклонение 1 и Шгавовых рулей по
				каналу рыскания.
	При отклонении рулей 1-Ш и П-1У попарно				в равные сто
роны на		одну и ту же величину/рис. 1 .3 2 / возникают равные

силы, направленные в противоположные стороны, которые созда

ют управляющий		момент	относительно		продольной	оои ракеты	:
		клчпр		.S о		(1.53)
		Мд,	* Мх, Og t
где	г / у -	управляющий момент			относительно	оси S X,	,
		при отклонении гавового руля на один градус;
	d'i +d‘,T+£jgi'd}g-		-	суммарное отклонение 1,П,Ш,1У газо-

""Упр вых рулей.

Момент	иаыеняет величину угла вращения	Y .
Поворот газовых рулей осуществляется рулевыми		приводами.
Величину усилия,	которое необходимо совдать при этом

-69 -

/р и с .1.31/, называют' шарнирным моментом и определяют по форму ле

			Мш = ^ гр Д^гр		(1. 54)
		где	R грполная	аеродинами-
		■Z	ческая	сила	газово
			го руля;
			Д£Гр - расстояние		от оси .
			вращения гавового
			руля /	Sr /	до ли
			нии действия Rrp.
п. 3 .	Рулевые	камеры
Рулевой камерой нааьшаит специальный реактивный дви
гатель, предназначенный для		создания управляющих сил,			кото

рый может поворачиваться относительно нормали к продольной., оси ракеты.

Обычно для управления ракетой используют четыре руле

вых камеры. При этом			плоскости, в которых располагают каме
ры , могут	совпадать		с основной и главной плоскостями
/р и с .1 .2а /,	а	могут с	ними и не совпадать /р и с .1 .2 6 /.
В первом		случае,	когда 1 и Шрулевые камеры находятся
в основной	плоскости		симметрии, а П и 1У -		в главной, вели
чины управляющих моментов относительно осей					Sу, , /р и с .1.33/
и SZ, /при	одинаковой		тяге рулевых	камер /	определяются вы
ражениями:
	M Zt - Ррк ^pifySin,			+■ PpK^pKXsinSiy (1.55)
	М Г = Рек 1рк,' Sin &			+■Pp* Ipti, Sin SM,( t .56)

где	Рр к - тяга рулевой камеры;

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 67 / 227 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 > Следующая >>>

Соседние файлы в папке книги из ГПНТБ