Локк А.С. Управление снарядами (1957) (1242424), страница 105
Текст из файла (страница 105)
На очень малых скоростях или на больших высотах для того, чтобы обеспечить нужную подъемную силу, снаряду может потребоваться большой угол атаки. Очень 'большие углы атаки могут повести к внезапному изменению некоторых коэффициентов устойчивости, являющемуся следствием непредсказуемых нелинейностей, и соответственно к неустойчивости системы управления. Д а л ь н о с т ь п о л е т а. Максимальная дальность полета снаряда часто является самой главной тактической характеристикой. На дальность полета существенно влияет лобовое сопротивление, которое пропорционально плотности воздуха.
Например, снаряд класса воздух — воздух, пущенный на высоте 30 000 футов ( 9000 м) по цели, летищей приблизительно на той же самой высоте, будет иметь приблизительно вдвое большую дальность, чем тот же снаряд на уровне моря (плотность изменяется в 2,66 раза). По тем же соображениям снаряд класса поверхность — воздух, стартующий вертикально И переходящий в горизонтальный полет на высоте цели, будет иметь почти вдвое большую дальность, чем тот же снаряд, летящий на цель прямо от точки старта.
14.6. Влияние изменения параметров устойчивости Коэффи циент подъемной силы Сп, Небольшие вариации коэффициента подъемной силы не существенны с точки зрения линамики снаряда. При увеличении Сд возрастает затухание фуго') Без учета изменения скорости. (Прядь перев.) 14.6] влияние измзнзния плввмвтгоз гстойчивости 549 идиых колебаний и уменьшается частота„ на которой появляется фугоидиый резонансный пик. Производная от коэффициента подъемной силы и о у г л у а т а к и.
Этот параметр важен с точки зрения коротко- ГТ периодических колебаний и определяет сопрягаюшую частоту 1г А ' Увеличение Сх, вызывает уменьшение резонансного пика этого типа колебаний. Однако, для того чтобы получить большое значение Сг„, нужно применять крыло с большим удлинением и малой стреловидностью; крылья такого типа в настоящее время не применяются. Производная от коэффициента подъемной силы по углу отклонения руля. В обыкновенном снаряде плечо руля ~его расстояние от центра инерции снаряда) довольно значительно, вследствие чего площадь руля невелика по сравнению с площадью крыла. У бесхвостых самолетов площадь руля сравнительно велика; поэтому у них изменение подъемной силы при отклонении руля более значительно, чем у самолетов обычной схемы.
Производная от коэффициента момента тангажа по углу атаки. Устойчивость снаряда зависит от См„больше, чем от какого бы то ни было другого из аэродинамических коэффициентов. Большое значение См„обусловливает высокую степень статической устойчивости снаряда. Однако если См„слишком велико, то для хорошей управляемости С~р также должно быть очень боль- и шим, что вызывает появление конструктивной диспропорции. Выгораиие топлива вызывает смещение центра инерции снаряда относительно его корпуса. Плечо аэродинамического момента есть расстояние между центром давления и центром инерции. Поэтому, если выгорание топлива сильно смещает центр инепции, — необходимо тщательно следить зз тем, чтобы изменение См„ и динамической устойчивости снаряда ие повлияло на работу системы в целом. Г1 Если См.
увеличивается, то сопрягающая частота 1г — тоже возрастает. Если центр инерции приближается к некоторому предельному положению, то может возникнуть быстрое изменение См„сопровождаемое появлением неустойчивости снаряда. Производная от коэффициента момента по угловой скорости. Производная Саго от коэффициента момента по угловой скорости зависит главным образом от угла атаки горизонтального оперения.
Коэффициент Смо вызывает главным образом /1 уменьшение резонансного пика на сопрягающей частоте у У А. Ои влияет также, но в меньшей степени, иа затухание фугоидиых колебаний. Обыкновенно предпочитают большие значения Смо. В некоторых случаях, например в бесхвостых конструкциях, получение необходимого значения Сзго оказывается очень затруднительным. 1гл.
14 550 КОРПУС СНЛРЯДЛ Производная от коэффициента момента по углу отклонения руля. Производную Смс от коэффициента момента д по углу отклонения руля часто называют эффективностью руля. Когда руль отклоняется, создается изменение аэродинамического момента относительно центра инерции. Потребное значение Смс Ю определяется в соответствии с пределами перемещения центра инерции и величиной См„. Для того чтобы получить разумные размеры руля, необходимо ограничить перемещение центра инерции. Коэффициент лобового сопротивления С!с.
Хотя обыкновенно коэффициент Ср и не рассматривают как характеризующий устойчивость, он является главной причиной затухания фугоидных колебаний. Большой коэффициент лобового сопротивления улучшает затухание фугоидных колебаний, но так как снаряд должен иметь хорошие баллистические характеристики, то всегда стремятся сделать лобовое сопротивление возможно меньшим. 14.7. Вывод передаточной функции для движения крена где сИ вЂ” момент относительно оси Х, С,— коэффициент момента крена, р — плотность воздуха, 5 — характеристическая поверхность, )с в скорость полета, с в характеристическая длина. Коэффициент момента крена изменяется пропорционально углу отклонения элеронов; коэффициент пропорциональности есть дСс Сс А дал' Он изменяется также пропорционально угловой скорости крена р; коэффициент пропорциональности есть дСс Сс = —. др ' (14.
27) Как и в э 14.4, считая движение крена движением с одной степенью свободы '), можно написать дифференциальное уравнение движения в виде l — — — С, рЯгас — — — Сы рЯ/'с ° йл = О. (14.28) лзв 1 лч 1 ~сс Ыгз 2 сэ ссс 2 сл с) В действительности отклонение злеронов обычно вызывает также и люмент рысканья, а скольжение вызывает момент крена.
Поэтому движение крена и рысканья связаны между собой. (Прим. перев.) Момент крена, действующий относительно оси Х, выражается следующим образом: сИ = 2 Сс!с5Г с, 1 (14. 25) 14.8) экспввимвнтлльнля пговвгкл частотных хлглктьвистик 55 1 Введя обозначения С! ЧЯ$'зс а = 21хх с, аз =— с,' можем переписать (14.28) в виде з~~ — ахвц — олахаз — — О. Находя отсюда отношение выходного угла кре пения элеронов Зл, получим: "чс -"=' =( )( .+ ) (14.30) Это †передаточн функция от угла отклонения элеронов к углу крена.
На рис. 14.15 приведены логарифмические частотные характеристики для (14.30). Мы видим, что наклоны асимптотнческих отрезков равны в 1 и — 2 с сопрягающей частотой а„. (14.29) на а к углу откло- "М !г ф -Ы 14.8. Экспериментальная проверка частотных характеристик '4астотные характеристики отдельных звеньев системы обычно строят теоре- ф тически; однако, когда ~а !5 -УР звенья уже выпущены из производства, можно про- ~~~-уес верить эю! характеристики Ь опытным путем. Обычный метод определения частот- !с асс ных характеристик состоит Часгеее!а ~рп31сек/ в измерении устзновивше- Рнс, !4.!5, Отклик угла крена Ч ва отклогося отклика на синусо- пенне злеронов зл.
идальные возмущения различных частот '). Этот метод применяется н для самолетов, управляемых !) ЪЧ й ! ге Сваг!ез Р., Яоп!е Я!пиво!4а! Яуа!ев! Я!ай!ез, !ЧЙ1. Неро!! й — 3303, Зине 22, !948. (гл. 14 652 койпус бнлвядл Р(ра) = ~ у(!) е-з зз!г (6.56) преобразует функцию времени у(4) в функцию комплексной частоты Р(/в).
Интеграл должен быть распространен на все частоты, для которых необходимо знать Г(/зз). Приведение результатов летных испытаний к виду, пригодному для анализа, и вывод отсюда частотных характеристик представляют собой очень трудную задачу, требующую большой затраты времени; однако экспериментальное подтверждение частотных характеристик снаряда есть необходимая часть проектирования системы управления.
Чтобы повысить точность результата, входное отклонение руля должно как можно больше перекрывать интересующий нас спектр частот. Однако отклик снаряда является линейным только при сравнительно небольших отклонениях руля. Таким образом, выбор допустимого входа должен явиться результатом некоторого компромисса. Не нужно забывать также, что отклик снаряда относится только к той плотности воздуха и той скорости полета, при которой производился эксперимент ').
Однако выше были показаны расчетные ') С а щ р Ь е ! ! О. Р., я! Ь !!с о а Ь О. Ц!. апб В г е п Ь а п з %'. О., Рупапнс !.опя!1иб!па! 81аЬ1!!1у апб Сон!го! Р!!яЫ Тез1з о! а В-253 А!гр!апе— Рогсеб Озсй!айоп апб 61ер Рппс1юп йезропзе Мейюбз, (Изйа!пд А-12 Ащор!1о1, Согпей Аего. !.аЬ., Йерог! Уй ТВ-405-Р-З, Арп! !947 (ОЯАР ТесЬ. Йер.
5688). з) 6 а 1 1 Ь я.А. алб Тг! р 1е11 ц!.С., Ехрегппеп1а! РййЬ1Ме1Ьос$з !ог Еза1па11пя Ргеяпепсу-Йезропзе СЬагас!ег1зпсз о! А1гсга!1, АЗМЕ Рарег ая 54-6А-З, РеЬгпагу 1954. з) Слелует добавить также массу снаряда и его момент-инерции, которые вообще зависят от времени. (Прим. перез.) летчиком '); он не особенно пригоден 'для снарядов. Для его применения необходима специальная аппаратура, вырабатывающая синусоидальный вход и регистрирующая выход. Если говорить только об управляемых снарядах, то время полета многих из них слишком мало, чтобы применение этого метода было достаточно экономичным.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
