Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (2003) (1246774), страница 16
Текст из файла (страница 16)
Вполне понятно, что при сыльльетричнога расположении камер сгорания двигательной установки коэффициенты и ' и ьл,' равны между собой. Рассмотренная выше крестообразная схема расположения камер сгорания при повороте ее на 45' превращается в иксообразную схему„ в которой ь~оььенты таигажа и рыскания создаются согласованным отклонением всех четырех камер сгорания.
На рис. !.2! показана схема отклонения камер при создании момента таигажа, Если предположить, что все каь~еры сгорания отклонены на одинаковый угол, то, как нетрудно видеть, развиваемый при этом момент тангажа больше в /2 раз, чем при отклонении иа тот же угол двух камер сгорания в крестообразной схеме. Аналогичный вывод справедлив и лля момента рыскания.
Это означает, что коэффициенты моментов таигажа и рыскания, фигурирующие в выражениях (!,34), при переходе к ньсообразной схеме увеличиваются в ьГ2 раз. Таким образом, иксоооразиая схема более эффективна, так как лля создания некоторого момента тангажа или рыскания зта схема требует меныаих углов отклонения 7~ камер сгорания или. как говорят. меньшего расхода рулей. д,'г(2 На практике лла реализации этой Р Р схемы применяют разворот ракеты У у М вокруг ее продольной оси в греб) емое положение. Этот разворо г осушествлястся непосредственно в полете д у.Р дд ~(7 сразу же после выхода ракеты из пус- КрР кового устройства. я 3 Обратим внимание на важное свойство суиерпозишш (незаяисиморгг'. гдн Схечз Раг"отажеаяа кзлггр го сложения) команд управления, гыраиыя рулевого лаагагазя поступающих на органы управления при отработке требуемых моментов.
Этой свойство, присущее равным образом как крестообразной, так и иксообразиой схемам размещения камер сгорашгяг является следствием линейности зависимостей (1,32), описывающих связи между моментами и углами отклонения камер сгорания. Свойство супер позииии выражается в том, что при одновременной отработке органами управления команд на отклонение камер сгорания на углы Ьг, Ьр и Ьар д!я создания треоуемых моментов результируюший ) гол отклонения каждой камеры сгорания образуется как ачгебраическая сумма )тлов бг.
б и б,„с учетом их знаков, Прн этом управляющие моменты, развиваемые по всем трем осям, форхгируготся независимо друг от друга. Схема 2 (четырехкамериый рулевой двигатель). Данная схема в ириниипиальном плане эквивалентна предыдущей. Отличие состоит в том, что двигательная установка является комбинированной и включает основной двигатель большой тяги. уст ановленный иа ракете неподвижно, и дополнительный двигатель меньшей тяги с отклоняемыми камерами сгорания (см, рис.
',,22). Такой двигатель называется рулевым. Подобные схемы нашли наибольшее применение во вторых степенях жидкостных ракет. Ввгаду того. что тяга рулевого двигателя обычно невелика, углы отклонения казыр сгорания здесь су цественно оольше, чем в предыдушей схеме, и могут достигать Схеми 3 (газовые рули). Газовые рули представляют собой выполненные из жаропрочного лгатериалз ирофилированные пластины, установленные попарно в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях иа срезе сопла ракетного двигателя в потоке г ктекаюших из сопла газов. При отюзонении газового 70 руля от нейтрального положения обтекание его потоком газов становится несимметричным, вследствие чего возникает поперечная газодинаиическая сила, приложенная в центре давления руля, а так-,кс происходит отклонение газового потока от оси сопла.
Оба эти явления приводят к появлению управляющего момента. Дифференциальное отклонение всех четырех рулей иа углы 6, 6, 6 подобно тол~у, как э'го происходит в рассмотренных выше схемах, обеспечивает формирование у правляюших моментов по всем трем осям ракеты: (!.35) Коэффициенты моментов определяются здесь геометрическими характеристиками сопла двигательной установки и газовых рулей, а также скоростным напором истекающих газов.
В процессе работы двигательной установки зги коэффициенты уменьшаются по аосолютной величине вслелствие обгара газовых рулей под действием высокотемпературного газового потока. Подобно органам управления, рассмотренным выпье, газовые рули могут быть размещены огносительно основной плоскости симьсетрии ракеты по крестообразной или иксообразной схеме. Сделанный выше вывод о большей эффективности иксообразной схемы полностью справедлив и в данном случае. Газовые рули впервые прил~елены в качестве органов управления на первой баллистической ракете рь2, созданной в Гермамии в 40-х годах. а также применялись на ряде других жидкостных ракет первых поколений. В настоящее время газовые рули используются на ракетах с твердотопливными двигателями, где применение поворотных сопел нерашюнально по конструктивно-технологическим соображениям.
Стелл 4 (ракетный двигатель с отклоняемым соплом). Данная схема позволяет создавать моменты таигажаирыскания нутеьс отклонения сопла двига- д', ! тельной установки (т,е. вектора Р тяги ДУ) в двух взаимно-перпен- Юя ликуляриых плоскостях (рис. 1.23). Тот же результат достигается г, установкой всего ракетного двигателя или его камеры сгорания в кардановом подвесе. При отклоне. Рисы аз. Раистиыйивисисыьсапьсаиисмыи саииач 71 ка Рис.
Кзз. Сана раачеигсиии сер>а- иык рулей иа ГЧ Рвс. 1.За. Сиены упраисиик викторам ткги РДТТс и — иеблектар тяги; Л вЂ” вдув газа ниц вектора тяги ДУ ат продольной оси ракеты на углы Ь и Ь возникают моменты гангажа и рыскания: Ц = -РЫсозб,а!пбр Ме Рс!5!пб,. (!.36) Лпнеарнзация этих выражений, допустимая вследствие малости углов Ь, и Ьр, приводит к рассмотренным выше выражениям (!.34). Поскольку даннйя схеааа не позволяет создать момент крена, то с этой целью используется дополнительный орган управления в виде двух пар газоструйных рулей, установленной в кормовой части ракеты.
Схема 5 (отклонение вектора тяги ог оси сопла ДУ). Рассматриваемая схема реализуется на практике в нескольких вариантах н имеет различное конструктивное воплощение. На рисунке 1.24 проиллюстрированы два типичных варианта этой схемы -применение сопловых насадков (дефлекторов тяги) и вдув газа (впрыск хашкости) в закритическую часть сопла. В обоих случаях для создания момента крена требуется дополнительный орган управления. Подобные способы создания управляющик моментов применяютсл на твердотопливных ДУ, где, как уже было сказано выше, использование поворотных сопел нерационально. Схема б (газоструйные рули).
Органы управления в виде газоструйных сопел используются на тек обьектах, где управляющие а1олаенты сравнительно невелики: в системах ориентации космических аппаратов, а также головных частей ракет ири полете на внеатмосферном участке траектории. В последнем случае сопловые блоки саруйных рулей размещаются на днище головной части в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях (рис.
125). Для создания управляющих моментов по всем трем осям необходимо задействовать соответствующую кол~бинацию сопел, работавших, как правило, в илшульснол~ режиме. Лэродпнатгчеглтге органы управления Схелча! (крестообразное оперение с аэродинамическими рулями). На баллистических ракетах аэродинамические рули применяются редко и только на первых ступенях. Они размещаются вдоль задних крамол неподвижных аэродинамических поверхностей (килей, стабилизаторов), устанавливаемых в кормовой части ракеты с целью повышения запаса статической устойчивости. Выражения для управляющих люментов, развиваемых с полюшью аэродинамических рулей, записываются в форме (! .35). Существенный недостаток аэродинамических рулей, как и всех других аэродинамических органов управления, состоит в том, что их эффективность (показателел~ которой являются коэффициенты моментов) существенным образом определяется условиялш полета, именно величиной скоростного напора.
По этой причине аэродинамические рули играют на баллистическим ракетах лишь вспомогательную роль и прйменяются только в комбинации с газодннамическимн органами управления. Схема? (аэродинамические рули самолетной схемы), Аэродинамические органы управления данного вида применяются иа самолетах, крылатых ракетах и на других летательных аппаратах самолетной схемы, в частности, на планирующих головных частях ракет. Органы управления включают два элерона, размещенных иа задних кромках несущих аэродинамических поверхностей (крыльях), и руль направления, расположенный на вертикальном стабилизаторе.
С помощью элеронов создаются моменты тангажа и крена, а с помощью руля направления — момент рыскания. Схема 3 (отклоняемая часть корпуса ЛА). Органы управления данного вида характерны для головных частей баллистических ракет, предназначенных для полета в атмосфере с большими сверхзвуковыми скоростями в условиях интенсивного теплового воздействия со стороны набегающего воздушного потока, сопровождающегося обгаром и уносом тсплозащитиого покрытия.
Эти условия, а также особенности функционально-целевого предназначения головных частей как средств доставки боевого заряда к цели, диктуют необходимость нсподьзоваиия наиболее простых аэродинамических форм головныл частей (в виде тел вращения) н применения на них таких органов управления, которые при высокой эффективности наименьшим ооразом искажают аэродиналшческую форму головной части и надежно защищены от теплового н эро- т знонного воздействия набегаюl г щего воздушного потока. Этим требованиям в наи- лучшей степени отвечают оргаРяс. Ьзб.
ГЧ с отклояяеммм носкоч иы управления в виде отклоняемого носка или отклоняемой кормовой части (юбки). На рис. ! .2б показана схема создания момента тангажа с помощью отклоняемого носка, при отклонении которого иа угол б, на поверхности носка появляется местный угол атаки и лополнительная подъемная сила, создающая момент таигажа. При отклонении носка в боковой плоскости на угол б возникает момент рыскания. Аналогичным образом формируются управляющие моменты с помощью отклоняемой юбки.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
