Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами (1991), страница 8

(1.27) Первые два слагаемых правой части зависимости (1.27) характеризуют величину тяги Ро двигателя на земле, а третье слагаемое — приращение тяги по мере увеличения высоты. Тогда = Ро+ (Ро Рн) 5сых Приращение тяги ракетного двигателя по мере увеличения высоты при олпом и том же секундном расходе топлива незначительно и не превышает 10 — !2отто Рь Двигательная установка зенитной управляемой ракеты может включауь нс только маршевый двпгателгч но и с арт ртовый ускоритель.

! азгон ракеты осуществляется большой силой тяги, во много раз превосходящей все ракеты. После сброса ускорнтслсн или окончания первого режима работы маршевого двигателя полет ракеты происходит под действием значительно меньшей силы тяги. При этом для получения наилучших характернсуяк зенитного ракетного комплекса сила тяги маршево1о двигателя может регулироваться по программе, устанавливаемой ло старта ракеты с учетом конкретных условий стрельбы. Регулирование гаги ооеспечивается изменением секундного расхода топлива.

Сила тяжести 6, равная произведению массы ракеты на ускорение свободного падения, при полете ракеты на активном учасюш траектории постепенно убывает за счет выгора- 44 ппя топлива. Для любого момента времени сила тяжести ракеты определяется по формуле о Оо с Ос (~) ст! о Где Со — начальный вес ракеты; ! — время работы двигательной установки. Моменты, действующие на ракету в полете. Ьалансировочная зависимость Силз тяжести и сила тяги двигателя, направленная вдоль продольной оси ох, (см. рис. 1.16), моментов относительно центра масс ракеты не создают.

Вектор полного аэродинамического момента раскладывает- ся на три составляющие — его проекции иа оси связанной си- стемы координат ох~у~хо М =- М, + Му + М, . Момент М„, вызывает вращение ракеты вокруг продоль- ной оси н называется моментом крена. Моменты Ыу, и М,, вызывают поворот ракеты соответственно вокруг осси оу, и оя, и называются моментом курса и моментом тангажа. Каждый из этих моментов, исходя из характера возник- новения и воздействия на ракету, рассматривают как сумму трех моментов: стаонлизирующего Ысь управляющего „,р М емпфирующего Ых,ыс. Стабилизирующий момент крена и л возникает лишь при несимметричном обтекании р т а кеты (соФО и (!ФО), т.

е. при условии, когда центр давления сме- щен в сторону от продольной оси ракеты. Ввиду его малости он обычно не учитывается. Рассмотрим составляющие, например, момента тапгажа: х, ст+ Ьуср+ с, хсыс' — М Стабилизирующий момент возникает при отклонении про- дольной оси ракеты в вертикальной плоскости от направле- ния вектора скорости !у„ т. е. при возникновении угла атаки. Он создается полъемной силой крыла и корпуса ракеты от- носительно центра тяжести и, так жс как и подьемная сила, зависит от аэродушамической компоновки ракеты, ес скоро- сти полета, плотности воздуха и угла атаки: М „=-т" .- .

5ба, рм где т, — коэфф — ффициечт стабилизирующего момента, зависящий от геометрических характеристик, формы ракеты и числа М; б — характерный линейный размер ракеты (обычно средняи аэродинамическая хорда). 46 Таким образом, при заданной конструкции ракеты стаби лизирующий момент М Ма ((/ гт )о Демпфирующий момент возникает при вращении ракеты в воздушном потоке вокруг оси от~ с некоторой уголовой скоростью ы,. Его величина зависит от скорости врагцения ракеты, плотности воздуха, скорости полета, геометрических характеристик и формы ракеты: И", ь М =гп" — "Ю вЂ” ы =М"ы . н лемм х, 2 У г, с, л" При заданных размерах и форме ракеты коэффициент демпфирующего момента «1, зависит от числа М, а коэффициент М," — от скорости и высоты полета зенитной управляемой ракеты: наемч я ( Р' Р) а Демпфирующий момент всегда направлен в сторону, противоположную угловой скорости вращения ракеты.

Управляющий момент возникает при отклонении рулей тангажа в результате появления подъемной силы рулей, создающей момент относительно центра тяжести ракеты: Характер зависимости коэффициента т', от числа М примерно такой же, как и коэффициента т,". Следовательно, Мн,„, = М~ (Р „, О,) й,. Летательный аппарат называют статически устойчив в ы м, если момент аэродинамических сил, возникший при угловом отклонении от положения равновесия, направлен в сторону исходного положения равновесия. Зенитные управляемые ракеты, как правило, выполняются статически устойчивыми летательными аппаратами. Это значит, что при их полете к цели центр давления аэродинамических сил располагается позади центра масс ракеты.

Характер кривой момента М, „ =1(а) для статически устойчивой ракеты показан на рис. Е20. Если ракету вывести из положения равновесия, сообщив ей угол атаки +.а1 (в пределах рабочих углов атаки), то возникнет аэродинамический момент, стремящийся соответственно уменьшить или увеличить угол атаки и привести его к значению. равному нулю. Таким образом, знак производной гп," определяет, являет. выбранная схема летательно ся ли вы ра стойчивой или неустойчивой.

Для у для неустойчивых т", ) го аппарата статически стойчивых схем и," (Оа Рис. 1.20. Моментнаи кривив статически устойчивого (а) и неустойчивого (о) летательных аи- паратов завис ги", — и. ба а иа н Это соотношение на р °, ф енты щ" и т' вана азличных участках полета ракеты не так как коэффициенты остается постоянным, фф. енты асход топлива двигателя п висят от числа М и р к перемещению центр ' и а масс пакеты рис. Наклон балансировочной кривои (расс кусом и центром масс ракеты) определяет не толь чивость но н управляемость ракеты. 1 Я7 лей авновесие ракеты нарушается. вполне определенный угол атаки.

словие продол сировки ракеты определится равенством ся положения ракеты значение демп- Т б фирующего момента можно не учитывать. лансировки примет вид М' оа„+ М' а = О. чных акет балансиоовочная Следовательно, для симметричных р имость имеет вид / ч l У 1, град Рнс 1 йз Полярный сно соб унравлення Рнс. 1.22. Прямоуголь- ный снособ управленля Под п а у р вляемостью понимается чувствительность ракеты к отклонению рулей. Управляемость и устойчивость— противоположные свойства.

Всякое повышение управляемости ракеты вызывает т уменьшение степени ее продольнойстатиче(б1),град Ю Рнс. 1л1. Характер зависимости угла ата- ка от угла отклонения рулей ской устойчивости, и наобо от. Вы намическ " рот. ыбор массовой и аэродис ' р дусматривать наиболее с ой схем ракеты должен и е иа ое решение этих двух противоречивых требований различных участках ее траектории. Располагаемые перегрузки и маневренность зенитной управляемой ракеты Для изменения направления полета ракеты в п о прикладыв ходимо в требуемые моменты времени ектории.

С ать к ракете силы, е" , д йствуюшие по нормали к траии. оответствеипо действию этих сил т аекто ия и- Силы, прикладываемые к ракете л ления ее полета ракете для изменения иаправуправляющими силами. олета в процессе наведения на ел, ц ь, называются и могут ь1ть аэродина зуются аэродинамичсск У ческая сила в осно ие силы. п валяю а р ш я аэродинамивном создается крыльями ак ные управляемые ракеты обычно име ен! ые в двух вз имио перпендикулярных костях. риентировка крыльев в по и иксообразная. р в в полете плюсообразная Принцип управления ракетой и п я координат (рис.

К22) и и прямоугольной системе сил сводится к следующем . П рис. . при использовании аэ о инам р и мических дуюшему. ри выдаче команды на рули 48 ракеты происходит их отклонение на соответствующий угол. Йа рулях возникает подъемная сила, создаюшая управляюгдий момент относительно центра масс ракеты. Под действи.

ем этого момента ракета поворачивается вокруг поперечной .' о и, создавая угол атаки. При наличии угла атаки возникает подъемная сила крыла, создающая относительно центра м сс с а стабилизирующий момент, направленный противоположно управлиюшему моменту, который стремится уменьшить угол атаки. Поворот ракеты относительно оси прекратится в том случае, когда сумма действующих на нее моментов будет равна нулю. Каждому углу отклонения руля соответствует свой угол атаки, а следовательно, в данных условиях полета и величина управляюшей силы.

Управляющая сила изменяет направление полета ракеты, определяя величину и знак нормального ускорения ят, т. е. ускорения, перпендикулярного вектору скорости ракеты. При полете ракеты с крестообразной компоновкой крыль':+',-:. ев должна существовать строгая ее стабилизация по крену. Маневр ракеты в любой наклонной плоскости выполняется а вр сообшением ракете одновременно угла атаки и скольжения, т. е.

отклонением рулей тангажа и курса. В первом прнбли'ен;:,': женин управление по курсу и тангажу можно считать независимым. При ориентировке ракеты в полете по схеме икс-план принцип управления аналогичен. При наведении ракеты иа цель может попользоваться управление не только в прямоугольной (декартовой), но и в . полярной системе координат. При управлении в полярной системе координат маневр ракеты в любой наклонной плот скости выполняется сообщением ракете угла крена и отклонением рулей тангажа (рис. В23). Ракета может быть выпол- 49 иена по самолетной плоскосимметричной аэродинамической схеме.

Поворот ракеты вокруг продольной оси достигается отклонением рулей-элеронов в противоположные стороны. При полярном способе управления ракета должна не только отрабатывать заданный командой угол крена, но и сохранять его до тех пор, пока не изменилась величина команды крена. Поэтому и здесь необходимо обеспечить соответствуюшую гироскопическую стабилизацию корпуса относительно продольной оси. При крестообразной аэродинамической схеме ракеты возможно сочетание прямоугольного и полярного способов управления ракетой путем использования информации о взаимном положении ракеты и цели не только для отклонения рулей, но и для разворота ракеты по крену.