Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами (1991) (1152000), страница 7
Текст из файла (страница 7)
На основе сравнения сформи- ~, рованных команд по данным каждого источника представляется возможным решить задачу сопряжения траекторий, а также повысить точность наведения ракеты на цель (сии>:. вить случайные составляющие ошибок путем выбора источника, з взвешиванием дисперсий сформированных команд). назва;:-е,:,Такой способ комбинации систем управления получил н „л:,;:, ние бинарного управления.
Комбинированное управление применяется в случаях, ко;:~-' ('; 'гда требуемые характеристики ЗРК не могут быть достиг!-": (,":; путы применением одной системы управления. Автономные системы управления А омными системами управления называются такие втон - ",',:.':::системы, в которых сигналы управления полетом выра ;.";1';:: ваются на борту ракеты в соответствии с предварительно .„-',:,,".;:„':"(до старта) заданной программой.
При полете ракеты авто.Ф~,:.~.::::!'Вомная система управления не получает какой-либо инфор'Фв!~';, "мацки от цели и пункта управления, Такая система в ряде :--;~~~:,": случаев используется на начальном участке траектории па":ф!'::=;.лета ракеты для вывода ее в заданную область простраи- ЕЗ. СПОСОБЫ СОЗДАНИЯ УПРАВЛЯЮЩИХ СИЛ И МОМЕНТОВ. МАНЕВРЕННОСТЬ ЗЕНИТНОЙ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ Силы, действующие на ракету в полете В полсте на ракету действует следующая система сил: ~,-;.~'::.;: полная аэродинамическая сила ц, тяга реактивного двига.
теля Р и сила тяжести 6. 'Аэ адинамическай силой называется сила взаимодействия воздуха с движущимся в нем телом. Она создается в результате неравномерного разрежения и сжатия воздушного потока около различных частей ракеты (движущегося тела), в результате вязкости воздуха и возникающего при втам трения его частиц о поверхность ракеты. е Величина и ,';:;,„: 'направление аэродинамической силы завися р р сят от азмеров, ;;;„'",:":;-! формы и скорости ракеты, ориентации ее в воздушном пото':. к:,'",= Яе н физических параметров атмосферы. 39 Суммарное воздействие потока воздуха на ракету можно привести к одной силе К называемой полной аэродинамической силой.
Полная аэродинамическая сила приложена к ракете в точке, называемой центром давления (0~) и не совпадающей, как праи1ло, с центром масс ракеты (о). Для анализа силу С вЂ” коэффициент подъемнои силы р — плотность воздуха; 1'„ — скорость полета ракеты; 5 — характерная площадь Коэффициент подь подъсмной сил ы прп заданных конструктивных параметр х , с рах и аэродинамической компоновке аксты в основном заннсит от отношения скорости полета раатаки сс и угла отклонения рулей высоты б, ракеты, т е. С =7'(М, а, о„). Рис.
!.!6. Состаалающпс полной аэродпиаиичсской силы Г целесообразно привести к центру масс ракеты. Тогда воздействие набега1ощего потока на ракету сводится к полной аэродинамической силе тс' н полному аэродинамическому моменту й4. Полную аэродинамическую силу )с для удобства исследования необходимо разложить на три составляющие — проекции на оси скоростей системы координат ох,у,зу.
Проекция правлена полной аэродинамической силы на ось ох« всегда нап а в сторону, обратную вектору скорости, и называется силой лобового сопротивления 11 (рис. 1.16). Проекция на ось оуу называется подъемной силой у, а проек ия п оекция на ось огу — боковой силой с. Н о р м а л ь н ы е с и л ы (подъемиая и боковая) изменяют направленно полета зенитной управляемой ракеты, нскривляют ее траекторию, являясь, таким образом, у п р а вляющимн сила ми.
Условия возникновения и влияния на полет ракеты о сты подьемной и боковой сил аналогичны. Подъемная сила у зенитной управляемой ракеты в основсом ном создается крылом, в меньшей степени рулями и ко ракеты. Для се определения используется формула орпугт2 Ри 1 Гг йэРодииаиичссиис схси 3 титные управляемые ракеты иное р р ст анных армий имеют ен , п и кото ой при отсутствии такую аэродинамическу1о форму, при к р " р угла атаки подъемная сила ранна нулю: 1.25) Су су (М) а + Су (М) (1.25 где с", с' — коэффициенты пропорциональности, характсрип и ащсние коэффициента подъемной зующие прира гла атаки ри изменении соответственно угла ат и угла отклонения рулей высоты ракет д- ынаеиницу и зависящие от числа М.
лей азличают следуюгцие П расположению крыльев и ру й р о ЗУР: нормальная ! и «утка» аэродинамические схемы о~ы . полагают ыло» 4 (рис. 1.17), к ыльев в хвостовой части р . р аксты. ри тако ая сила, вызванная отклонением рулеи, в 1 из подъемной силы корпуса и кр »' Происходит некоторая потеря (1.25) берется знак «минус»', от . , я "1 силы, связанная с балансировкой ракеть1. ю л 1ца к 1льс при небольшом нх размахе прив у ,~';,.;"!:::; —.,:-: ды кр... тся асполож ыла. При этом рули оказываются располож 41 0 1хг ~=(Г" (М)а+ Гг (М)З ) р1хр или 1хг р 2 Введем новые обозначения: р1 р ($ р Нр) и и " Ь 1 (1 рф Нр) посредственно за крыльями и связываются с ниии конст-уктивно. Та кую разновидность нормальной схемы принято на- ро зывать «бесхвосткой» 2.
В схеме «утка» рули располага1отся впереди крыльев. При такой компоновке раксты подъемная сила рулей совпадает по направлению с подъемной силой крыльев и корпуса 1в формуле (1.25) берется знак «плюс»1. Однако расположение рулей в носовой части ракеты и возникновение скоса воздушного потока на них приводит к потере подьемной силы на крыльях. )21 Поэтому схема «утка» с точки зрения потерь подьРис. 1Яа. Звв м ь С' Л1 ЕМНОй СИЛЫ Практически У не имеет преимуществ мой. К оме тог перед нормальной схемои.
роме того, скос воздушного потока иа рулях об славливает возникн кновение значительных моментов крена, Не- у овсмотря на эти н едостатки, схема удобна в компоновке и может применяться в ракетах. В схеме «ново о ротное кр ыл о» функции крыльев и рулей выполняют одни и те же аэродинамиче к сти; в хвостовой част ические поверхно- части могут располагаться неподвижные поверхности, выполняющие роль стабилизаторов.
Характер зависимости коэффициента ср от числа М показан на рис. 1.18. При фиксированных числах М коэффициент подъемной нек силы линейно возрастает с увеличен ием угла атаки до его ри угле атаки больше екоторого критического значения. При уг критического происходит срыв воздушного потока и коэф ициент С„резко уменьшается. Зная коэффициенты с" и с', ты р и с'„. скорость, высоту полета и угол атаки акеты, р, можно определить величину подъемной Тогда у" ()х„, Нр)и+ 1' (2'р Нр)"' Следовательно, для заданной ракеты подъемную силу можно считать функцией четырех параметров: скорости ра- кеты, высоты полета, угла атаки и угла отклонения рулей высоты.
Сила лобового сопротивления Я создается сопро г тивлением воздушного потока движению всех элементов ракеты (корпуса, крыла ручей и др ) и вычисляется по формуле 2 р х'р Ю=Сх — з — ~, Рис. 1.1Э, Зависимость С„от М где С вЂ” коэффициент лобового сопротивления, М гла Коэффициент С, зависит в основном от числа, угла атаки и угла скольжения ракеты: С„=С (М, ~, 1") 0 г или С увеличением скорости, углов кеты сила лобово~о сопротивления высоты уменьшается. атаки и скольжения рарастет, а с увеличением 43 С„=С„(М, С,, С,).
Если эту функцию разложить в ряд Тейлора в окрестностях нулевых значений углов а и р, то коэффицие - . но представить в виде Сх = Сх, (М) + А (М) Су (М) + В (М) С' (М). При заданных углах а и р наиболее интенсивныи рост ' коэффициента С„наблюдается прн приближении числа М к единице (рис. 1.19).
Это объясняется формированием на ракете местных и головного скачков уплотнения, создающих так называемое волновое сопротивление. Пр > С бывает, так как скачки уплотнения становятся коциент, у 1в е вижению а- сыми и оказывают меньшее сопротивление дви ркеты. Таким образом, при заданной конструкции и р д и аэ о инамической компоновке ракеты силу лобового сопротивления мои; ' но приближенно считать функцией четырех параметров: скорости Ур, высоты полета Н„угла атаки а и угла скольжения р: Я=У((~р Нр и 1). При рас светах, тр бующих большой точности, необходимо также учитывать прнрагдение силы лобового сопротивления за счет отклонения рулей и элсронов ракеты.
Сила тяги Р созлается двигателем и направлена вдоль продольной оси ракеты. Ее значение опрелеляетси по формуле Р= — — — ' — + (Р, — Рн) 5.ыоы а,.и (1.26) где сус — секундный расход топлива; У вЂ” скорость истечения газов нз сопла двигателя; й — ускорение свободного падения; р, — давление газа в выходном сечении сопла; ры — атмосферное лавление на высоте; 5,„„— площаль выходного сечения сопла. Обозначив через ро атмосферное давление на поверхности земли, прибавим и вычтем в формуле (1.26) ро5оых: Р= — ' 5 — 5 а,и + Рс сых Ри сыт с Ро5сых Ро5сых' После преобразования получим Ос!' Р=- — ' — + !Р, — р,) 5,ых+ (ро — р~) 5„ых.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
