Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (2003) (1246774), страница 14

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 14)

Для того чтобы полет был целенаправленным, необходимо изменять желаемым образом хотя бы часть приложенных к аппарату сил и молюнтов. Такие силы и люменты получили название управляющих. Проанализируем рассл<отренныс выше силы, дсГ<ствующие на ЛА (силу притяжения, силу тяги двигательноГ< установки, аэродинамические силь<). с целью выявления возлюжностей изменения этих сил желаемым образом как по величине, так и по направлению в интересах управления поступательным движением центра л<асс ЛА. Нетрудно видеть, что одни из этих сил могут использоваться в качестве управляющих, а другие— нет.

Обратимся сначала к силе гравитационного притяжения. Лля летательных аппаратов всех существующих типов, геометрические размеры которых столь невелики, что в пределах области пространства, ограниченной корпусом ЛА, изменение напряженности гравитационного поля пренеорежимо мало. величина и направление силы притяжения прн известной люлели гравитационного поля однозначно определяется тодько положением центра у ~' масс ЛА в пространстве, По СЙ этой причине на существую- т щнх типах ЛА сила притяжения не может служить в качестве управляющей сиды. Воз- Ху можность реального лримене- Р иия сиды притяжения для управления движением может появиться лищь в отдаленной перспективе при создании кос- ю> мических объектов больших ьй' геометрических размеров. Примером подобных объектов может служить исследуемый в У настоящее время проект космической системы, отдельные Су части которой соединены гибкими нитямн (тросами).

Такие Рвс. щв, уым тантра и рмскмюя ракеты объекты получили название орбитальных тросовых систем (см. (! 21). Протяженность их ьюжет достигать 100 км. Для гаки х объектов суммарная сила притяжения зависит от взаимного расположения слагающих его масс и может быть изменена путем изменения геометрических размеров всей системы.

Последнее достигается сматыванием или разьютыванием соединительных тросов. Эти возможности, однако, не имеютотношения кЛАсушествуюших типов, применительно к которым сила притяжения, как сказано, не может быть использована в качестве сиды. управляющей движением ЛА, Рассмотрим силу тяги двигательной установки. На ракете (на каждой ее ступени) может размещаться несколъко ракетных двигателей, в том числе и малой тяпа. Нас сейчас будет интересовать сила тяги основного ракетного двигателя, называемого маршевым. Вектор тяги маршевого лвигатсдя ориентирован, как правило, вдоль продольной оси ракеты и проходит через ее центр масс (возможные отклонения силы тяги от этого направления для создания управлявших моментов здесь пока не рассматриваются). Сила тяги маршевого двигателя является основной управляющей силой, с помощью которой обеспечивается управление движением центра масс ракеты.

Управление этой силой состоит в изменении направления вектора тяги, что достигается говоротом корпуса всей ракеты в требуемое положение по углам тангажа и рыскания (рис. 1.16), 61 Рнс. 1.17. Унравленяе всюорон тяги ДУ ня вертояегс Рнс. 1.18. Угервьтеннс реэтяьтнррвсянм веятороч тяга не КА На твердотопливных ракетах возможность управлять вектором тяги состоит только в изменении желаеллым образал1 его направления. На жидкостных ракетах, как отмечалось ранее. в дополнение к этому сушествует возможность изменения в определенных грелелах также и величины тяги путем форсирования или лрасселирования двигателя.

Таким образом, можно сказать, что на жидкостных ракетах вектор тяги двигательной установки управляем полностью как по направлению. так и по величине. Способ управления вектором тяги двигательной установки путем вространствен ных поворотов всего управляемого объекта в соответств)- юшее угловое положение характерен не только для большинства видов летательных аппаратов (включая ракеты, самолеты, диршкабли и др.), но н для многих других подвижных объектов (например, морских супов). Однако данный способ управления векторолг тяги является далеко не единственным. Сушествуют летательные аппараты, в которых управление вектором тяги не требует изменения ориентации корпуса ЛЛ.

Так, иаправлсниетяги воздушного винта у вертолета излгеняется отклонением оси врашения винта относительно корпуса вертолета (см. рис. !.17). Возможны и другие схемы управления вектором тяги без изменения утловой ориентации объекта управления. Такие схелгы применяются, в частности, на тех космических аппаратах, где па условиям их функционирования требуется на протяжении длительного врелгени поддерживать ззданну1о угловую ориентацию КЛ в пространстве (это могут быть спутники связи и иаблгодеиня, орбитальные обсерватории и т.п.).Одна из таких схем в виде двигательной установки с шестью сопловыми блоками. ориентированными по трем взаимно-перпендикулярным асям, прохадяшим через центр масс КЛ, приведена на рис.!.18.

Как нетрудно видеть, управление результирующим вектором тяги Р достигает-.я здесь соответствующим изменением тяги каждого из шести сопловых блоков без изменения ориентации КА. рассмотрим аэродинамические силы, действующие на ЛА при его полете в атмосфере. Как видно из выражений (1,17), подъемная сила иепосредственныи образом зависит от угла атаки. причем при смене знака этого угла подъемная си па также меняет свой знак. Для управления подъемной силой с целью изменения направления движения ЛА в плоскости полета (для чего необходимо сообшить ЛА ускорение в направлении, перпендикулярном вектору скорости) следует отклонять продольную ось аппарата от направления вектора скорости в ту или иную сторону по углу атаки. Аналогичным образом обстоит дело с боковой силой.

с помощью которой можно управлять двнжениел~ ЛА в направлении,перпендикулярном плоскости полета. Для изменения этой силы следует отклонять продольную ось аппарата от направления вектора скорости иа соответствующий угол сколья:ения. Отметим, что лвижение. совершаемое летательным аппаратом под действием боковой силы, образованной углом скольжения, называется ' плоский разворот", поскольку происходит при нулевом угле крена.

Для крылатых аппаратов (самолетов, крылатых ракет. головных частей самолетной схемы) этот способ совершения маневра в боковом направлении нерационален. так как не полностью использует аэродинамические возможности ЛА. Более эффективен так называемый "координированный разворот" с использованием подъемной силы. которая на крылатых аппаратах при равных углах атаки и скольжения существенно больше боковой силы. Координированный разворот осуществляется поворотом крылатого аппарата вокруг продольной оси по углу крена с одновременным отклонением продольной оси иа некоторый угол атаки.

Вследствие этого сила, действующая на летательный аппарат в направлении бокового движения, возникает как проекция подъемной си..ы на это направление. Итак, подъемная и боковая аэродинамические силы относятся к числу управляющих снл, причем управление ими достигается пространственны. ми позоротаии ЛА в соответствующее угловое положение относительно вектора скорости. Проанализируем силу лобового сопротивления. Вопрос управления этой силой с целью изменения продольного движения ЛА путем уменьшения или увеличения скорости полета (т,е. торможения илн ускорения ЛА) тесно связан со специфическими особенностями ЛА и самой необходимостью управления продольным движением с помощью аэродинамических сил. Эта необходимосгь существует далеко не всегда.

Поскольку сила лобового сопротивления направлена в сторону, противоположную направлению движения, то эта сила по своей 63 физической природе является тормозящей и препятствующеГг движению. Аэродинамическая форма ЛА выбирается всегда танин образом, чтобы сида лобового сопротивления была по возможности лищимальиой. Поэтому потребность управления этой силой возшгкает только тогла, когда с! гцесгвует необходимость уве игчить силу лобового сопротивления с целью уменьшения скорости полета, При управлении полетом баллистических ракет и головных частей ггеобхоликгостгг в изменении силы лобового сопротивления ие возникает и поэтому ив этих ЛА никаких средств, предназначенных лля управления этой силой, не применяется.

Тем не менее на некоторых ЛА, главным ооразом в авиации. потребность в управлении силой лобового сопротивления существует. При этом изменение этой силы обеспечивается ие столько за счет увеличения или уменьшения угла атаки, от которого эта сила зависит в соответствии с выражением (!.!6), сколько за счет изменения аэродинамической форлгы ЛА, что приводит к изменению коэффициента силы лобового соггротггвленггя. Простейший способ изменения аэролинамической формы сосгоит в применении тормозных щитков на самолете.

Такие щитки устанавливаются ооычно в хвостовой части фюзеляжа и раскрываются в виде лепестков навстречу потоку воздуха, если требуется обеспечить интенсивное уменьшение скорости в холе воздушного боя или при посадке, Приведенные примеры показывают, что в принципиальном плане силу лобового сопротивления также следует отнести к категории управляющих снл, с помощью которых обеспечивается формирование требуемых траекторгггг лвижения летательных аппаратов. Подведем некоторый итог. Приведенный обзор позволяет выделить следующие харак.ерные способы формирования силового угравляюшего воздейсгвия на ЛА, прнменимьге в авиации и ракетно-космической технике.

Сггосо6 1. Управление действующими на ЛА силами путем изменения пространственной чгловой ориентации корпуса ЛА. а также путем изменения величины тяги бортовой двигательной установки. Сггосой 2. Управление действующими на ЛА силами путем поворота вектора тяги ДУ относительно корпуса ЛА без изменения пространственной ориентации самого ЛА. Сггогоб3.

Характеристики

Список файлов книги