Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (2003) (1246774), страница 17
Текст из файла (страница 17)
Выражения для моментов тангажа и рыскания в обоих случаях записываются в форме, аналогичной (1.34) и (1.35), через соответствующие коэффициенты моментов. Эти коэффициенты определяются аэродинамической формой ГЧ, формой и размерами отклоняемой части корпуса ГЧ и пропорциональны скоростному напору набегающего воздушного потока. Поскольку отклонением носка или юбки невозможно создать момент крена, то в данном случае необходимо иметь дополнительный орган управления, в качестве которого могут использоваться либо струйные рули, установленные на днище ГЧ, либо пара аэродинамических рулей в виде поворотных аэродинамических поверхностей, размещенных на боковой поверхности ГЧ симметрично относительно ее продольной оси.
Органы управления положение.к ценшра .наес Вбольшинстверассьютренныхвышесхем газодинамических органов управления ракеты моменты тангажа и рыскания создаются путем отклонения вектора тяги ДУ от продольной оси ракеты, вследствие чего образуется эксцентриситеттяг2ь Тот же результат мо кет бытьдостигнут смещением центра масс ракеты от ее продольной оси в поперечном направлении.
Схема! (качающаяся головная часть ракеты). Поперечные смещения центра масс можно обеспечить путем угловых отклонений передней части корпуса ракеты (например, головной части с приборным отсеком). С этой целью отклоняемая часть корпуса может оыть соединена с основной частью ракеты при помощи четырех гидроцнлиндров с подвижными штоками (рис. 1.27). Путем согласованных перемещений штоков головная часть отклоняется в двух взаимно- перпендикулярных плоско- Мд стах. Следствием такого отклонения является смегцснис цен- Р ~ра масс подвижной части кор- х, пуса от продольной оси и соответственно поперечное смещение центра масс всей Рас.
едт.Ракета скаечющейса незваной часчьв ракеты. Появившийся в результате эксцентриситет тяги вызовсч появление моментов тангажа и рыскания, Потобная схема особенно целесообразна на твердотопливных ракетччх, так как исключает необходимость управления вектором тяги твердотопливной двигательной установки. С.тают 2 (перемещающиеся массы). Поперечное смещение центра масс ракеты может быть достигнуто путем состветствующих перемещений тех или иных масс внутри ее корд зса. Олин из вариантов такой схемы предусматривает размещение внутри топливного бака кидкостной ракеты полой емкости, соединенной со стенками бака гидроцилиндрами и имеющей возможность перемешаться в двух взаимно-перпендикулярных направлениях. Смешение этой емкости ст продольной оси ракеты вызывает перемещения вытесняемой массы топлива в противоположном направлении и соответствующее изменение положения центра масс ракеты. Паратчетлры упрпвледия В з»кшочение рассмотрения управляющих сил и моментов введем важное понятие параметров управления.
Пол парачгетрами управления будем понимать совокупность независимых величин, с помощью которых при ад»нных характеристиках ЛЛ и известных х»рактеристиках среды полета однозначно задаются значения управляющих сил и моментов. Вид пар»метров управления и их физический смь.сл определяются реализованныхщ на ЛЛ способами создания управляющих сил и моментов, конструктивными схемами органов управления, а также соображениями удобства оперирования величинами, выбранньгми в качестве параметров управление.
К»к отмечалось выше, на баллистических ракетах и головных частях ре»лизован способ упраалечтя действующими силами путем изменения пространственной угловой ориентации корпуса Л.А. Поэтому в данном случае в качестве параметров управления могут рассматриваться ~~раметры ориентации ЛА, в частности- угловые величины. 75 Так, на ракете основной управляющей силой является тяга ДУ. Поскольку вектор тяги направлен по продольной аси ракеты, та в качестве параметров управления улобно рассматривать углы тангажа и рыскания, определяющие ориенташио продольной оси ракеты относительно осей абсолютной стартовой системы координат. Для ракеты с регулируемой тягой ДУ третьим независимым параметром управления, определяющим модуль тяги, может служить величина массового секундного расхода топлива (из1, входящая в соответствии с формулой (1,26) в выражение для силы тяги.
Заметики что углы тангажа и рыскания однозначно определяют в процессе полета ракеты углы атаки и скольжения и, следовательно, аэродинамические силы. Поэтому зтп углы полностью описывают силовое управляющее воздействие на ракету, зависящее от ее угловой ориентации. В тех случаях, когда управление движением ЛЛ осуществляется только с помощью аэродинамических снл (в частности, при управлении полетом головных частей), применение в качестве параметров управления углов тангажа и рыскания оказывается менее удобным.
В этих случаях в качестве параметров управления, однозначна задающих величины действующих аэродинамических сип, могут использоваться либо углы атаки и скольжения (для ЛЛ с поперечной аэродинамической симметрией), либо углы атаки и крена (для ЛЛ самолетной схемы). Обратиккя к управляющим моментам. Несмотря на широкое разнообразие схем органов управления, применяемых на ракетах и головных частях для создания управляющих моментов. большинства этих схем описывается выражениями вида (!.34), определяющими зависимости управляющих моментов от углов отклонения органов управления ат их нейтрального положения. Именно эти углы и целесообразно рассматривать как соответствующие параметры управления.
Таким образом, далее под параметрами управления при формировании управляющих моментов будем поникьзть утлы отклонения органов управления ло каналам тангажа, рыскания и вращения б,. бр' бвр' 1.2.4. Структура уравнений движения БР и ГЧ в схеме твердого тела переменной массы Виды гкеэииитэапий БР и ГЧ в личеаиве обьекиюв Рлравлеиия Баллистическая ракета представляет собой сложный динак~ичсский объект переменного состава и переменной конфигурашщ, характеристики которого существенным образом изменяются в процессе полета, Главной особенностью ракеты, оказывающей опрелеляюшее влияние на закономерности ее полета, является перел~енность массы вследствие выработки запаса топлива и сброса отделяемых элементов конструкции. Наряду с уменьшением обшей массы ракеты происходит также перераспределение масс внутри ее корпуса эа счет понижения уровня компонентов топлива в топливных баках жидкостной ракеты или за счет изменения геометрической конфигурации заряда твердого топлива в процессе его выгорания на твердотопливной ракете, Следствием этого является перемещение центра масс ракеты относительно ее корпуса и сушсствениыс изменения моментов инерции.
Другая важнейшая особенность ракеты как объекта управления состоит втоц, что ее корпус не является абсолютно жесткой конструкцией, поэтому в процессе полета возникают взаимные поперечные смешения частеГ» ракеты, имеющей колебательный характер. Такие упругие колебания корпуса характерны как для жидкостных, так и для твердотопливных ракет, хотя спектры частот собственных колебаний, зависящие от распределения масс ракеты и жесткости ее конструкции, могут существенно различаться.
На жидкостных ракетах, кроме того, возможны колебания (плескание) компонентов топлива в топливных баках. Оба эти обстоятельства приводят к появлению дополнительных сил, воэдеГ|ствующих на корпус ракеты с переменной частотой н интенсивностью. Еше одним источником дополнительного силового воздействия на ракету являются кориолисовы силы инерции, возникающие вследствие поступательного движения масс топлива относительно корпуса ракеты при олновремеином вращательном или колебательном движении ракеты вокруг ее центра масс.
При этом силы инершш создаются массами жидких компонентов топлива, движущихся в баках и трубопроводах, а также массами газообразных продуктов сгорания ракетного топлива. лвижущихся с большой скоростью относительно стенок камеры сгорания и сопла ракетного двигателя. Все перечисленные факторы оказывают влияние на физический процесс управляемого движения ракеты как материальной системы, однако степень и характер этого влияния весьма различны, поэтому при разработке математических моделей, предназначенных лля решения тех или нных задач анализа движения и синтеза систем управления ракет, вьщеляют главные определяющие факторы, учет которых соответствует существу и специфике решаемых задач, при этом другие факторы отбрасываются как второстепенные и несущественные.
В частности, учет упругости корпуса ракеты и подвижности (колебательностн) ее жидкого наполнения обязателен в математических молелях, с помощью которых осуществляют синтез систем угловой стабилизации, предназначенных для обеспечения заданной простран- 77 ственной ориентации ракеты в полете и удержания параметров колебательных процессов в допустимых пределах. Однако в математических моделях, испольэ>емых для решения других задач (исследование динамики движения ракет в установившихся режимах, расчет траекторий, выбор программ поступательно-вращательного движения, синтез алгоритмов наведения и др.), зти факторы допустимо полностью игнорировать, поскольку в условиях эффективна функционирующей системы угловой стабилизации остаточные колебательиые явления, вызванные упругостью корпуса и подвижностью жидкого наполнения ракеты, незначительны и могут ие приниматься во внимание.
В этих случаях ракета рассматривается как твероог тело лересиелной.пассы. Схематизация ракеты (или другого летательного аппарата) в виде твердого тела переменкой массы предполагает, что корпус ракеты является абсолютно жестким, а явление плескания топлива в баках (если ракета жидкостная) полностью отсутствует. При этом как масса, так и распределение масс внутри ракеты могут изменяться вследствие выработки запаса топлива, что влечет изменение моментов инерции и положения центра к~асс ракеты. По сравнению с баллистической ракетой ее головная часть является более простым динамическил| объектом. Оиа ик1еег весьма жесткую нелеформируемую конструкцию и не содержит жилкого наполнения, способного влиять на динамику ее вращательно-поступательного движения. Изменение массы ГЧ возможно только вследствие абгара и уноса теплозашитного покрытия при полете на нисходящем атмосферном участке траектории на небопьшок~ временном интервале в диапазоне высот от 2б-25 км.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
