135522 (722179), страница 3

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

Текст из файла (страница 3)

управляют соответст­венно составляющими W_x , W_y и W_z полного ускорения W в декартовой системе координат (рис. 1.4). При полярном рулевом управлении один из рулевых органов управляет мо­дулем ускорения W (в некоторых системах этот рулевой орган может, кроме того, изменять направление вектора

W на противоположное). Остальные рулевые органы обеспечи­вают требуемое

направление вектора W.

Примеры воздушного рулевого управления приведены на рис. 1.5 и 1.7.

На рис. 1.5 приведена схема полярного рулевого управления. При от­клонении руля глубины РГ вверх (на рис. 1.6 по часовой стрелке) набегающий на руль воздушный поток создает момент Мрг, поворачивающий корпус летательного аппара­та вокруг оси yp против часовой стрелки (рис.1.6).

Поворот корпуса вокруг оси y_p прекращается, когда вращающий момент, создаваемый воздушным потоком, обтекающим корпус (и действующий в данном случае по часовой стрелке), уравновешивает вращающий момент Мрг, создаваемый рулем глубины. При этом установив­шееся значение угла αa

между продольной осью ракеты и вектором ее скорости V_v (называемого углом атаки) оказывается примерно пропорциональным углу поворота руля δ (при небольших значениях углов).

Результирующая "аэродинамическая сила R, создавае­мая набегающим на корпус летательного аппарата воздуш­ным потоком, может быть разложена на

составляющие Y и Q. При этом величина нормальной составляющей Y, на­зываемой подъемной силой, пропорциональна углу αa (при малых углах αa ).

Подъемная сила Y создает поперечное ускорение W_п , пропорциональное этой силе. Следовательно, отклонение руля глубины РГ на некоторый угол δ создает

в установившемся режиме поперечное ускорение W_п, модуль которого пропорционален углу отклонения руля. Если руль глубины повернется на такой же угол δ , но в противоположном направлении (т. е. против ча­совой стрелки), то корпус аппарата повернется также в противополож­ном направлении (по

ч асовой стрелке), и подъемная сила Y, а следо­вательно, и ускорение W_п изменят свое направление на противополож­ное. При этом, если ось у_р, жест­ко связанная

с крылом аппара­та, горизонтальна, то ускорение W_n всегда будет расположено в верти­кальной плоскости.

Если требуется создать ускорение W_n в другой плоскости, то корпус аппарата поворачивается вокруг своей продольной оси z_p на некоторый угол, называемый уг­лом крена и создаваемый рулем крена РК. (При повороте руля крена набегающий на лопасти PK этого руля воздушный поток соз­дает вращающий момент, повора­чивающий корпус вокруг оси z_Р.)

Например, если с помощью рулей крена установится угол крена, равный 90°, то

отклонение руля глубины будет создавать ускорение W_п уже не в вертикальной, а в го­ризонтальной плоскости. Таким образом с помощью ру­лей глубины и крена может быть получено требуемое значение величины и направления

поперечного ускорения W_п аппарата.

На рис. 1.7 приведена схема симметричного декартового рулевого управления. При этом составляющие поперечного ускорения в вертикальной и

горизонтальной плоскостях, W_x и W_y , создаются соответственно с помощью руля высоты РВ и руля поворота РП. Принцип действия каж­дого из этих рулей аналогичен описанному выше прин­ципу действия руля глубины. При отклонении руля высо­ты корпус аппарата поворачивается вокруг оси y_р и создается подъемная сила, а следовательно, и поперечное ускорение в вертикальной плоскости. Отклонение руля поворота РП вызывает поворот корпуса аппарата вокруг оси x_Р и создание подъемной силы и поперечного ускоре­ния в горизонтальной плоскости.

При декартовом управлении руль крена выполняет лишь вспомогательную функцию—стабилизацию крена аппарата. При появлении какого-либо возмущающего момента, вызывающего крен аппарата (т. е. поворот его корпуса вокруг оси z_Р), руль крена создает противопо­ложный момент, возвращающий корпус в исходное по­ложение. Конструктивно руль крена может быть при этом совмещен с рулем высоты или рулем поворота.

При смешанном рулевом управлении, применяемом, например, в самолетах, в создании поперечного ускоре­ния участвуют не два рулевых органа, а три — рули вы­соты, поворота и крена.

При отсутствии атмосферы или малой ее плотности (а также при малой скорости полета) управление поле­том осуществляется изменением силы тяги двигателя (двигателей). Применяемые при этом схемы рулевого управления весьма разнообразны . Рассмотрим кратко наиболее типичную из них. В такой схеме модуль W тре­буемого ускорения создается одним двигателем, жестко связанным летательного аппарата и назы­ваемым главным или маршевым

д вигателем. Придание вектору W требуемого направления осуществляется пу­тем соответствующей ориентации корпуса аппарата. При управлении баллистическими ракетами дальнего действия и ракетами-носителями космических аппаратов маршевый двигатель обычно работает в течение несколь­ких минут непрерывно, а затем выключается и сбрасы­вается. При этом в течение работы двигателя управле­ние ориентацией может осуществляться с помощью га­зовых рулей. Эти рули изготавливаются из жаропрочных материалов и устанавливаются в струе газов, вытекаю­щих из сопла маршевого двигателя (рис. 1.8).

При повороте руля на некоторый угол δ , газовая струя создает

газодинамическую силу Yp, поворачивающую корпус ракеты вокруг ее центра масс.

При управлении космиче­скими аппаратами с целью экономии топлива управление полетом осуществляется обычно путем всего нескольких сравнительно кратковре­менных включений маршевого двигателя. При этом для упрощения двигателя величина его силы тяги обычно не имеет плавной регулировки, т. е. двигатель может рабо­тать только в режиме «включено—выключено». В этом случае управление полетом осуществляется не путем

регулирования величины ускорения W, а путем (включе­ния и выключения двигателя в соответствующие момен­ты времени, например, в следующей последовательности. На основании данных информационно-измерительного устройства ИИУ (см. рис. 1.1) управляющее устройство УУ

определяет требуемое изменение ∆V_тр вектора скорости аппарата. Затем корпус аппарата поворачивается вокруг центра масс таким образом, чтобы

п осле включения маршевого двигателя сила его тяги Т совпадала по

направле­нию с вектором ∆V_тр. Затем включается маршевый двига­тель, создающий постоянное ускорение W, и происходит изменение вектора скорости аппарата по закону ∆V=W t .

Когда это изменение достигает требуемой величины ∆V_тр , маршевый двигатель выключается. Поскольку раз­вороты корпуса происходят при выключенном маршевом двигателе, они осуществляются с помощью дополнитель­ных малогабаритных двигателей, называемых двигате­лями ориентации. В качестве таких двигателей приме­няются малогабаритные реактивные двигатели, вектор тяги которых не проходит через центр масс аппарата, или маховики (вращающиеся массы).

Основные виды управления полетом

Различают следующие основные виды управления полетом:

1)автономное управление

2) самонаведение

3)телеуправление

Деление систем управления на автономные и неавто­номные возможно по двум признакам — аппаратурному и информационному. При делении по аппаратурному при­знаку автономными считаются такие системы, в которых вся аппаратура, предназначенная для управления поле­том летательного аппарата, расположена на борту этого аппарата. При делении по информационному признаку к автономным относятся такие системы, в которых после пуска (старта) летательного аппарата никакая дополни­тельная информация о положений или параметрах дви­жения цели (пункта назначения) и КП не учитывается при образовании команд управления.

Автономное управление вследствие его информацион­ной автономности непригодно для наведения на цели, расположение или параметры движения которых изве­стны до пуска аппарата недостаточно точно или могут после пуска существенно измениться. Например, авто­номное управление не может обеспечить наведение сна­ряда на самолет противника, но пригодно для наведения баллистической ракеты на наземную цель, геоцентриче­ские координаты которой до пуска снаряда известны

Автономное управление может быть программным или самонастраивающимся. При программном управле­нии летательный аппарат должен двигаться по программной (номинальной) траектории, т. е. траектории, выбранной до пуска аппарата и зафиксированной соот­ветствующим программным механизмом, установленным на его борту. При этом задача управления сводится к измерению отклонений аппарата от номинальной тра­ектории и ликвидации этих отклонений. Однако про­граммное управление в общем случае не является опти­мальным. Типичная функциональная схема системы автономного программного управления изображена на рис. 1.10.

Автопи­лот, состоящий из усилителя-преобразователя УП, исполнительного механизма (рулевых машин) ИМ и датчиков обратных связей Д 1 и Д 2,

в ырабатывает требуемые откло­нения δ рулевых органов на основе

поступающих на входы усилителя-преобразователя данных u1 , u2, u3 и u4 .

З десь u1 — совокупность данных, поступающих от про­граммного механизма и задающих требуемый закон движе­ния аппарата.

u2 — совокупность данных, определяющих фактический закон движения центра масс (координаты, скорость, уско­рение) аппарата. Устройство, вырабатывающее эти данные, называется координатором.

u3 — совокупность данных о поворотах корпуса аппарата вокруг его центра масс (углах поворота и их производ­ных). Эти данные вырабатываются датчиками Д 1 угло­вых поворотов корпуса аппарата—свободными и прецессионными гироскопами.

u4 —совокупность данных о движении рулевых орга­нов (например, об углах поворота рулей и производных этих углов), вырабатываемых датчиками Д₂.

Характеристики

Список файлов реферата