Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (2003) (1246774), страница 15

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

Текст из файла (страница 15)

Управлеипедействуюшими на ЛА силаьпг путем изменешгя формы и размеров ЛА. Сопоставительный анализ конструктивных схем созданных к настоящему времени летательных аппаратов различных типов и предназначения показывает, что первыГг из перечисленных выше способов управления действующими на ЛА силами является наиболее унггвераэлыгг глг и чаше всего применяется на практике. В конструктивных сх~мах баллистических ракет и головных частей этот способ является основным. Отметим при этоли что у баллистических ракет аэродинамические силы играют вспомогательную роль в управлении движением, поскольку существенны лишь при полете 1-й ступени ракеты на атмосферном участке траектории.

При полете 2-й и 3-й ступеней ракеты, происходящем за пределами атмосферы, единственной управляющей силой является сила тяги лвигательной установки. Что же касается головных частей, то применение на них ракетных двигателей с целью управления поступательным движением, как правило, нерационально. Поэтому управление движением головных частей осуществляется преимущественно с помощью аэродинамических сил, Итак, для управления действующими силами путем изменения пространственной угловой ориентации корпуса ЛА необходимо осуществлять повороты ЛА в требуемое угловое положение, а также обеспечивать последующее удержание ЛА в этом положении, Обе эти задачи требуют для своего решения управления вращательным движением ЛА вокруг центра масс, что возможно путем приложения к ЛА управляющих моментов.

Для создания управляющих моментов на летательных аппаратах используют специальные устройства, называемые органами управления. Органы управления, имеющие вид аэродинамических поверхностей, называют рулями. Способы создания уиравляюявст гиоменшов Применяемые на летательных аппаратах способы создания управляю- щих моментов можно подразделить на лве группы - силовые и бессиловые (момеитные). Силовые способы, как это отражено в их названии, основаны иа известном положении механики, состоящем в толь что момент, приложенный к материальному телу, может быть образован с помощью сипы, не проходящей через его центр лхасс, В соответствии с этим можно выделить следующие способы создания управляющих люментов.

Слогоб 1. Изменение направления силытяги двигательной установки относительно корпуса ЛА таким образом, чтобы образовался требуемый эксцеитрнситет тяги. Способ 2. Создание дополнительных сил, действующих на ЛА. Слособ 3. Изменение положения центра масс. ЛА, Бессиловые способы состоят в применении вращающихся масс, помещенных в корпус ЛА. Суть одного из этих способов лроиллюстрирована на рис.! Лр. б5 Если прило;кить к внут- ренней массе т. закрепленной хг в корпус ЛА в виде ротора, момент я<, в результате ротор М придет во вращение вокруг оси х<, то на внешню<о лшссу (корпус ЛА) будет действовать момент противоположного знака, что приведет к вращению корпуса ЛА в противоположном направлении.

Таким образок<, лля создания момента, действующего иа корпус ЛА, здесь использованы инертные свойства массы. Более эффективнь<м является испол ьзова ив е инертных свойств быстроврашакнцихся масс. С этой цельк могут применяться гироскопические устройства в виде силовых гироскопических стабилизаторов, с помошью которых управляющие моменты создаются за счет гироскопических эффектов, Бессиловые способы создания управляющих моментов находят применение главным образом на космических аппаратах. поэтому далее эти способы рассматриваться не будут. Органь: управления, нашедшие применение иа ракетах и головных частях, реализу<от олин иэ перечисленных силовых способов создания управляющих моментов.

Те иэ них, которые создают управля<ошие мол<енты без изменения положения центра масс ЛА, принято г<одразлелять на лва вила в зависимости ог физической природы сил, создающих управляющие моменты, — газодинамические и азродиналшческие. Газоди намические органы управления соэлвют моменты с использованиел< силы тяги ракетных двигателей (как основного.

так и дополнительных, называемых рулевыми), а тал-,ке с помощью силы тяги газоструйных сопел, В аэродинамических органах управления используются дополнительные аэродинамические силы. создаваемые на ЛА либо с помощью отклоняемых поверхностей аэродинамических рулей. либо путел< отклонения частей корпуса (носка, кормовой части ЛА).

Управляющие л<оменты. как и др)тие моменты, действуюцп:е на ЛА, принято рассматривать в проекциях на оси связанной системы координат. При зтам проекция управляющего момента на продольную ось ЛА называется моментом крена, проекция управляющего момента на поперечную ось ЛА — моментом рыскания, а проекция на боковую ось — моментом тангажа. Этн названия связаны с тем, что при действии перечисленных моментов ЛА приход<п во вращение вокругсоответству- юших осей, отклоняясь от первоначального положения по углам крена, рыскания и тангажа, Функционирование любого органа управления предполагает угловые или линейные перемещения либо самого органа управления, либо приводящего его в действие исполнительного элемента от нейтрального голожсння в прямом или противоположном направлении.

Сформулируем общее правило знаков, определяющее знак отклонения органа управления от нейтрального положения. Это правило состоит в следующем: отклонение органа управления от нейтрального положения считаегся положительным, если при этом образуется отрицательный управляющий момент. Соответственно, отклонение считается отрицательным, если оно приводит к появлению положитслы1ого управляющего момента. Знак салюго управляющего момента определяется па обшепэинягому правилу механики: проекция момента, прилаженная к материальиомутеяу, на иаправление, определяелюе единичным вектором е, считается положительной, если она вызывает вращение тела вокруг данного вектора против часовой стрелки ирн условии, что это вращение наблюдается со стороны положительного направления вектора е. Перейдем к рассмотрению наиболее типичных схем органов управления ракет и головных частей.

Глзадянлзчнческие органы травления Стена! (четырехкамерная двигательная установка). Данная схема является типичной для первых ступеней баллистических ракет на жидких компонентах топлива. Двигательная установка представляет собой либо связку из четырех автономных двигатгзей,либо двигатель с четырьмя камералш сгорания, при этом каждый автономный двигатгзь или каждая кальдера сгорания могут поворачиваться вокруг оси, лежащей в плоскости кормового среза ракеты, чем достигается отклонениевекгоратяги камеры сгоранияот направления, параллельного продольной оси ракеты.

Предположим, что камеры сгорания установлены по так называемой крестообразной схеме в полуплоскостях 1-1Ч, как зто показано на Рис. 1.20. При такой схемедпя создания момента по оси 2, (момеита таигажа) необходимо отклонять камеры сгорания, расположенные в полупдоскостях П и 1У, а для создания момента по оси 1'1 (момента Рыскания) неооходимо отклонять две другие камеры сгорания. Отклонение любой камеры сгорания от нейтрального положения создает момент по оси Л', (момент крена).

б7 М, = -(я!пбг + рйпЬ вЂ” гйпЬ - яшбс)Р(г; М -(я!пбг ' я!пбэ)Рс(; рг (1,3!) М, = -(я1пбт с я(пбс)Рс(, где Р- величина силы тяги каждой камеры. Ввиду того, что тяга маршевых двигателей ракет весь на значительна, для создания управлявших моментов достаточно отклонять камеры сгорания на углы не более 3-5'. Малость этих углов позволяет записать выражения (!.31) в линеаризаванном виде: Рнс. Кте. Крсстообрааная схеча распоаояс- яна качор сгоранггя ДУ Рнс.

Нзк Иясообрааяая схема распояокс- ння яамср сгорания ДУ Направления отклонения камер сгорания на положительные углы, при которых создаются отрицательные моменты тангажа н рыскания, показаны на рис. 1.20 стрелками; здесь же изображены проекшш тяги каждой камеры сгорания на оси у, и я, связанной системы координат.

Полагая, что расстояние меясау осями камер сгорания и продольной осью ракеты равно Ь. а расстояние между плоскостью качения камер сгорания и центром масс ракеты равно И, найдем выражения для управляюших моментов: М = -(Ь, Ьь — Ьь - ЬДРЪ, М„= -(Ь, + Ьз)Р !. (!.32) М. = -(Ь, - 6;) РА. Введем среднее значение углов отклонения органов управления по каналам тангажа, рыскания и крена (собственного вращения).' ь, = -(ь + ь„), ь, -(ь, + ь,), ь,„ = -(ь, - ь, - ь, - ь,) (! зз) и перепишем предыдущие выражения слелуюшим образоьи ( !.34) гле ввелены коэффициенты управляющих моментов, очевидным образом зависящие от тяги лвигателя и геометрических параметров Ь и И. При полете ракеты на активном участке траекторшь коэффициент еь, изменяется только за счет возмоххного изменения тяги двигательной установки, тогла как коэффициенты ~а и ~т изменяются в более широких пределах из-за изменения положений центра масс ракеты вследствие выработки запаса топлива.

Характеристики

Список файлов книги