Лысенко Л.Н. Наведение и навигация баллистических ракет (2007) (1242426), страница 22
Текст из файла (страница 22)
Отклонение любой камеры сгорания от нейтрального положения создает момент по оси Х (момент крена). Направления отклонений камер сгорания на положительные углы, при которых создаются отрицательные моменты тангажа и рыскания, показаны на рис.4.15 стрелками; здесь же изображены проекции тяги каждой камеры сгорания на оси У и У связанной системы координат. Полагая, что расстояние между осями камер сгорания и продольной осью ракеты равно 6, а расстояние между плоскостью качения камер сгорания и центром масс ракеты равно г), найдем выражения для управляющих моментов: 1!5 М = — (яп Ь1 + яп Ь2 — яп Ь;1 — яп Ь4) Р11, М., = — (яп Ь1 + яп Ьз) Р11, мт = (в1п Ь2 + а1п Ь4) РЙ, (4.56) где Р— сила тяги каждой камеры.
Ввиду того, что тяга маршевых ДУ ракет велика, для создания управляю1цих моментов достаточно отклонять камеры сгорания на углы не более 3 — 5'. Малость этих углов позволяет записать выражения (4.56) в линеаризованном виде: М, = — ( Ь! + Ь2 — Ьз — Ь4) Р11, мк = — (Ь1+ Ьз) Р" М, = — ( Ь2 + Ь4) Р14. (4.57) Задав среднее значение углов отклонения органов управления по каналам тангажа, рыскания и крена 1 1 Ьд (Ь2+ Ь4) Ьк (Ь1+ ЬЗ)~ 2 2 1 Ьэ = (Ь!+ Ь2 Ьз Ь4)~ 4 (4.58) перепишем выражения (4.57) следующим образом: М.
= -т.~б„Мк — -т„~б~,М, = -т,~б~, (4.59) 116 где введены коэффициенты управляющих моментов, зависящие от тяги двигателя и геометрических параметров и и И. При полете ракеты на активном участке траектории коэффициент т изменяется а только за счет возможного изменения тяги ДУ, тогда как коэффициенты т„~ и т,~ колеблются в более широких пределах из-за изменения положения центра масс ракеты вследствие выработки запаса топлива. Рассмотренная выше крестообразная схема расположения камер сгорания при повороте ее на 45' превращается в иксообразиую схему, в которой моменты тангажа и рыскания создаются согласованным отклонением всех четырех камер сгорания. На рис.4.16 показана схема отклонения камер при создании момента тангажа.
Если предположить, что все камеры сгорания отклонены на одинаковый Рис. 4.16. Иксообразная схема установки камер сгорания угол, то, как легко видеть, развиваемый при этом момент тангажа больше в ъ 2 раз, чем при отклонении на тот же угол двух камер сгорания в крестообразной схеме. Аналогичный вывод справедлив и для момента рыскания. Это означает, что коэффициенты моментов тангажа и рыскания, фигурирующие в выражениях (4.59), при переходе к иксообразной схеме увеличиваются в ъ~ 2 раз.
Таким образом, иксообразная схема более эффективна, так как для создания некоторого момента тангажа или рыскания она требует меньших углов отклонения камер сгорания или, как говорят 1111), меньшего «расхода рулей». На практике для реализации этой схемы применяют разворот ЛА вокруг его продольной оси в требуемое положение. Этот разворот осуществляется непосредственно в полете сразу же после старта ракеты. Схема 2 (четырехкамерный рулевой двигатель).
Данная схема в принципиальном плане эквивалентна предыдущей. Отличие заключается в том, что двигательная установка является комбинированной и состоит из основного двигателя большой тяги, установленного на ракете неподвижно, и дополнительного двигателя меньшей тяги с отклоняемыми камерами сгорания (рис. 4.17). Такой двигатель называют рулевым. Подобные схемы применяют на вторых ступенях жидкостных ракет. Ввиду того, что тяга рулевого двигателя обычно невелика, углы отклонения камер сгорания здесь существенно больше, чем в предыдущей схеме, и могут достигать ~45'.
Схема 3 (газовые рули). Газовые рули представляют собой выполненные из жаропрочного материала профилированные пласти- !17 Рис. 4.17. Комбинированная схема двигательной установки ны, установленные попарно в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на срезе сопла ракетного двигателя в потоке истекающих из сопла газов 156). При отклонении газового руля от нейтрального положения его обтекание потоком газов становится несимметричным, вследствие чего возникает поперечная газодинамическая сила, приложенная в центре давления руля, а также происходит отклонение газового потока от оси сопла.
Оба эти явления приводят к появлению управляющего момента. Дифференциальное отклонение всех четырех рулей на углы Ьв, Ьч и Ь подобно тому, как это происходит в рассмотренных выше схемах и обеспечивает формирование управляющих моментов по всем трем осям ракеты; М, = — пт,. Ьз, Мя — — — гп„бч, М, = — гп, Ьа. (4.бО) Коэффициенты моментов определяются геометрическими характеристиками сопла двигательной установки и газовых рулей, а также скоростным напором истекающих газов. В процессе работы двигательной установки эти коэффициенты уменьшаются по абсолютной величине вследствие обгорания рулей под действием высокотемпературного газового потока. Газовые рули могут быть размещены относительно основной плоскости симметрии ракеты по крестообразной или иксообразной схеме [111).
Сделанный выше вывод о большей эффективности иксообразной схемы полностью справедлив и в данном случае. Газовые рули впервые были применены в качестве органов управления на баллистической ракете «Фау-2»ч а также на других 118 Му~ — Рг( сов Ьг в)п Ьр, ЛХ„= — РН ейп Ь,.
(4.6 1 ) Линеаризация этих выражений, допустимая вследствие малости углов Ь, и Ьр, приводит к рассмотренным выражениям (4.59). Поскольку данная схема не позволяет создать момент крена, с этой целью используют дополнительный орган управления в виде двух пар газоструйных рулей, установленных в кормовой части ракеты. Схема 5 (отклонение вектора тяги от оси сопла ДУ). Рассматриваемая схема реализуется на практике в нескольких вариантах и отличается конструктивным воплощением. На рис.4.19 показаны два типичных варианта этой схемы — применение сопловых насадков (дефлекторов тяги) и вдув газа (впрыск жидкости) в закритическую часть сопла.
В обоих случаях для создания момента крена требуется дополнительный орган управления. Подобные способы создания управляющих моментов применяют на твердотопливных ДУ, где, как уже было сказано выше, использование поворотных сопел нерационально. Рис. 4.19. Применение сопловыя насадков (а) и вдув газа (впрыск жидкости) в закритическую часть сопла (б) Рис.4.18.
Ракетный двигатель с отклоняемым соплом 119 жидкостных ракетах первых поколений. В настоящее время газовые рули используют на ракетах с твердотопливными двигателями, где применение поворотных сопел нерационально по конструктивно- технологическим соображениям [111). Схема 4 (ракетный двигатель с отклоняемым соплом). Данная схема позволяет создавать моменты тангажа и рыскания путем отклонения сопла двигательной установки (т. е. вектора тяги ДУ) в двух взаимно перпендикулярных плоскостях (рис.
4.! 8). Тот же результат достигается установкой всего ракетного двигателя или его камеры сгорания в кардановом подвесе. При отклонении вектора тяги ДУ от продольной оси ракеты на углы Ь, и Ьр возникают моменты тангажа и рыскания: г Схема 6 (газоструйные рули). Органы управления в виде газоструйных сопел используют на тех объектах, где управляющие моменты сравнительно невелики, в частности, в системах ориентации головных частей ракет при полете на внеатмосферном участке траектории. В последРис.4.20. Схема разме- нем случае сопловые блоки струйных рущения газоструйиых ор- лей размещаются на днище головной части ганов управления в двух взаимно перпендикулярных плоскостях (рис.4.20).
Для создания управляющих моментов по все трем осям необходимо задействовать соответствующую комбинацию сопел, работающих, как правило, в импульсном режиме. Аэродинамические органы управления. Аэродинамические рули находят ограниченное применение на БР, в основном на первых ступенях. Это обусловлено тем, что их эффективность существенным образом зависит от значения скоростного напора. При движении в плотных слоях атмосферы (непосредственно после старта БР) плотность среды достаточно велика, но мала скорость. Увеличение скорости полета сопровождается быстрым набором высоты. В результате резко (по экспоненте) уменьшается плотность.
Это приводит к тому, что аэродинамические рули на БР выполняют лишь вспомогательную роль и применяются только в комбинации с газодинамическими органами управления. Что же касается применения аэродинамических органов управления на МГЧ и ББ (особенно, если речь идет о планирующих ГЧ ракет), то они принципиально не отличаются по схеме применения от крылатых ракет или иных ЛА, совершающих полет в атмосфере.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
