Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (2-е изд., 2013) (1246775), страница 16
Текст из файла (страница 16)
Трудности создания поворотного стартового устройства еще более возрастают с увеличением массы ракеты.Сейчас обычно применяется другой способ прицеливания, основанный на том,что система управления всякий раз сводит к нулю появляющийся угол крена.Поэтому при подготовке к старту вводится начальный угол крена, соответствующий азимуту прицеливания. После выхода ракеты из шахты или отрыва ЛА отназемной пусковой установки, когда снимаются ограничения стартового участкана функционирование системы управления, начинается отработка запрограммированного разворота по крену для совмещения плоскости I–III с заданным азимутомприцеливания.После завершения движения по крену происходит включение начальной программы угла тангажа для отклонения траектории движения ЛА от вертикальной.При этом появляется отрицательный угол атаки порядка нескольких градусов.Управление с ненулевым углом атаки обычно заканчивается к моменту достижениячисла M = 0.8, после чего программа изменения угла тангажа обеспечиваетполет с близким к нулю углом атаки [2.3].
Искривление траектории происходитпод действием силы притяжения, поэтому такое движение обычно называюттраекторией «гравитационного разворота». Если бы при полете в атмосфере уголатаки существенно отличался от нуля, то возникали бы недопустимые поперечныеперегрузки, действующие на корпус ЛА.Движение ЛА на стартовом участке и в атмосфере зависит от начальнойтяговооруженности первой ступени, т. е. отношения земной тяги двигателейпервой ступени к ее начальному весу:n01 =P01,m01 g0где g0 — ускорение силы тяжести на поверхности Земли.
В случае вертикальногостарта начальная тяговооруженность первой ступени должна быть больше единицы. При малой начальной тяговооруженности (n01 = 1.1 ÷ 1.3) струя истекающихгазов успевает существенно воздействовать на стартовое устройство, разгон ЛАоказывается вялым, что приводит к снижению аэродинамического сопротивлениядвижению, но вместе с тем тормозится движение ЛА из-за действия земного притяжения.
При большой начальной тяговооруженности (n01 = 2÷3) воздействие струигазов на стартовое устройство заметно уменьшается, аэродинамическое сопротивление возрастает, однако тормозящее действие земного притяжения значительноснижается. Оптимальная величина n01 для баллистических ракет больше, чем дляракет-носителей, поскольку траектории последних являются более пологими.Обычно для многоступенчатых ЛА высота в конце участка работы двигателей первой ступени достигает 40 ÷ 60 км, а скоростной напор составляет.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»2.1. Основные участки траектории полета67100 ÷ 1000 кгс/м2 [2.4].
Поэтому на участках полета последующих ступеней влияние аэродинамических нагрузок становится пренебрежимо малым и появляетсявозможность управления полетом ЛА с ненулевым углом атаки.Для вычисления траектории полета на борту или при моделировании интегрируются соответствующие уравнения (см.
п. 1.8). Выключение двигателей производится после достижения заданной величины некоторого контролируемого функционала, например, определенного значения кажущейся скорости, т. е. скорости,которую приобрел бы ЛА при отсутствии тормозящего действия гравитационногополя [2.3]. Выключение может осуществляться также по сигналу выгорания одногоиз компонентов топлива. В последнем случае полностью используются энергетические возможности первой ступени, однако возникает необходимость увеличениягарантийных остатков топлива на последующих ступенях для компенсации ожидаемого разброса параметров движения в момент выключения двигателей первойступени.После выключения двигателей ускоритель первой ступени отделяется и совершает баллистический полет по навесной траектории.
При входе в плотные слоиатмосферы ускоритель первой ступени, как правило, разрушается под действиемаэродинамических нагрузок и возрастающего давления в баках из-за нагреваостатков компонентов топлива (в случае использования ЖРД). Перспективныетранспортные системы, как правило, предполагают неоднократное использованиеускорителей всех ступеней, в том числе и первой.В конце участка полета первой ступени происходит отделение отработавшегоускорителя. Рассмотрим участок разделения.2.1.3. Разделение ступеней.
Участок разделения начинается с момента подачиглавной команды на выключение двигательной установки предыдущей ступении заканчивается, когда отделившийся ускоритель не может влиять на полет последующей ступени. Полет на участке разделения, в основном, зависит от компоновкиЛА, принятого способа разделения и протекает практически одинаково на всехступенях. Компоновка ЛА может быть выполнена по схемам последовательногосоединения ступеней (так называемый «тандем») или параллельного соединения(так называемый «пакет»). Например, ракета-носитель «Сатурн-5» выполнена посхеме тандем [2.5], а ракета-носитель «Восток» имеет смешанную схему [2.6].К системам разделения ЛА предъявляются следующие требования:• надежное и безопасное разделение без соударения последующей ступении отработавшего ускорителя,• непрерывное управление обеими частями ЛА до разведения их на безопасноерасстояние,• минимальное возмущение параметров движения последующей ступени,• быстрота процесса разделения для сокращения потерь скорости,• простота последовательности выполняемых операций,• минимально возможное утяжеление конструкций.Для уменьшения возмущающих воздействий и исключения вращательногодвижения на участке разделения за несколько секунд до начала разделения прекращается поворот ЛА по тангажу, т.
е. выдерживается постоянный угол тангажа.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»68Глава 2. Активный участокϑ(t) = const. Уменьшение возмущений от аэродинамических нагрузок достигаетсяпутем ограничения скоростного напора в момент разделения. Последнее налагаетсвои требования на траекторию полета первой ступени.Возможны две основные схемы разделения: холодное разделение и горячееразделение.Холодное разделение, или разделение торможением отработавшего ускорителя предыдущей ступени, имеет место в том случае, когда основной двигательпоследующей ступени запускается после достижения безопасного расстояния ототделившегося ускорителя.Горячее, или огневое, разделение происходит, когда двигатель последующейступени запускается еще до разрыва механических связей между разделяющимисячастями.
При этом ускоритель предыдущей ступени отбрасывается струей истекающих газов включенного двигателя.Рис. 2.1. Циклограмма холодного разделения ступеней: 1 — предварительная команда; 2 —запуск управляющего двигателя, 3 — главная команда, 4 — запуск ПРД, 5 — запуск основногодвигателяОбе схемы разделения имеют свои преимущества и недостатки. Холодное разделение чаще всего применяется для тех ЛА, на которых установлены специальныеуправляющие двигатели. Тогда управляющие двигатели последующей ступенимогут быть включены до выключения управляющих двигателей предыдущейступени, что обеспечивает непрерывность управления в процессе разделения.
Нарис. 2.1. показан пример циклограммы холодного разделения [2.7]. Здесь P1 , P2 —тяги основных двигателей предыдущей и последующей ступеней; Fctr 1 , Fctr 2 — тягисоответствующих управляющих двигателей.Преимущество схемы холодного разделения в том, что• разделение происходит под действием небольших сил,• в процессе разделения параметры движения последующей ступени возмущаются мало,.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»2.1. Основные участки траектории полета69• требуется небольшая масса средств разделения (узлов крепления и тормозных пороховых ракетных двигателей — ПРД).Недостатки схемы холодного разделения:• сложная последовательность операций,• дополнительные потери скорости из-за продолжительного времени разделения,• трудности с запуском двигателя последующей ступени при отсутствииуправляющих двигателей.Горячее разделение чаще используется для ЛА, управление которыми осуществляется с помощью основных (маршевых) двигателей.
В этом случае непрерывностьуправления достигается за счет включения двигателей последующей ступени доразрыва связей с отработавшим ускорителем (рис. 2.2). Необходимо защититьхвостовой отсек последующей ступени и верхний бак отделяемого ускорителяот теплового и силового воздействий истекающих газов при включении основного двигателя. Переходный отсек между ступенями должен выполняться в видеферменной конструкции или иметь специальные газоотводные люки для выпускаистекающих газов.Рис. 2.2.
Циклограмма горячего разделения: 1 — предварительная команда на дросселирование двигателя, 2 — запуск двигателя, 3 — разделение ступеней, 4 — главная команда навыключение двигателяСхема горячего разделения обладает следующими преимуществами:• быстрота разделения, не дающая практически потери скорости,• простая последовательность операций,• легкость запуска основного двигателя последующей ступени из-за большойосевой перегрузки, создаваемой двигателем отделяемого ускорителя.Недостатки схемы горячего разделения:• значительные возмущения параметров движения последующей ступенив процессе разделения,.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»70Глава 2. Активный участок• дополнительный расход топлива двигателем последующей ступени до разрыва связей между ступенями,• утяжеление конструкции из-за необходимости дополнительной тепловойзащиты ступеней от воздействия горячих газов и избыточного давления,• сложность расчета и экспериментальных работ по определению газодинамических сил и моментов, действующих на ступени в процессе разделения.Отметим некоторые особенности процесса разделения ступеней с РДТТ.
Обычно такие ступени имеют большую тяговооруженность, чем ступени с ЖРД, и меньшее время полета. Разделение происходит в условиях повышенного скоростногонапора, и это позволяет использовать аэродинамические рули. Отсутствие осевойперегрузки не влияет на запуск РДТТ, а быстрота запуска облегчает задачиуправления и сокращения потерь скорости. Правда, возникает дополнительнаяпроблема, связанная с быстрым и своевременным выключением тяги двигателяпредыдущей ступени. Вводится специальная система отсечки тяги путем отстрелазаглушек, установленных на верхнем днище корпуса РДТТ, или вскрытия набоковой поверхности отсечных люков.При параллельном соединении ступеней ЛА разделение может осуществлятьсяпутем разрыва верхних или нижних узлов связи пакета, а в некоторых случаяхи одновременного разрыва верхних и нижних узлов связи. Затем происходит поворот отработавших ускорителей относительно оставшегося узла связи на некоторыйбезопасный угол, раскрытие этого узла и отвод ускорителей от центрального блока.При одновременном раскрытии узлов осуществляется плоскопараллельный отводотработавших ускорителей с помощью специальных РДТТ разделения.При составлении уравнений движения на участке разделения должны дополнительно учитываться силы, с помощью которых осуществляется разделение.Результатами численного анализа, проводимого с помощью ЭВМ, являютсяопределение надежности разделения частей ЛА, оценка устойчивости и управляемости последующей ступени, выявление рациональной последовательностимоментов выдачи команд.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
