Принципы рулевого управления

Летательный аппарат как объект управления

Современный управляемый реактивный снаряд или ракета состоит из следующих основных частей: корпуса, двигателя (находится внутри корпуса), рулевых органов, аппаратуры управления, полезной нагрузки. Кроме того, ракеты с аэродинамическим управлением содержат как обязательный элемент – крылья. Баллистические ракеты летят вне атмосферы и крыльев не имеют.

Большинство современных управляемых ракет имеют корпус цилиндрической формы с овальной или конической носовой частью. В носовой части размещается обычно аппаратура самонаведения. Форма хвостовой части меньше сказывается на лобовом сопротивлении, поэтому выполняется в виде цилиндра того же диаметра, что и основная часть. В хвостовой части размещается сопло реактивного двигателя и аппаратура для радиоприема команд телеуправления. Основными геометрическими характеристиками корпуса является длина, диаметр и площадь миделя (наибольшая площадь поперечного сечения).

Для примера рассмотрим схемы некоторых ракет (рисунок 2.1-2.4).


Неконтакный взрыватель; Рулевая машинка; Автопилот; Гироприбор; Блок питания;	Боевая часть; Аппаратура радиоуправления; Устройство разделения ступеней; Двигатель.

Рисунок 2.1- Зенитная управляемая ракета ЗУР 9М311

Рисунок 2.2 - ЗУР 9М33 Компоновка ЗУР 9М33:

1. Передатчик радиовзрывателя
2. Рулевая машинка
3. Блок питания
4. Воздушный аккумулятор давления
5. Приемник радиовзрывателя
6. Аппаратура радиоуправления
7. Автопилот
8. Боевая часть
9. Ракетный твердотопливный двигатель

Рисунок 2.3 - Проекции ракет «Воздух- Земля» семейства AS-7

Рисунок 2.4- Управляемая авиабомба GBU-10 Paveway II

Управление полетом ЛА осуществляется изменением направления его вектора скорости , т.е. сообщением аппарату ускорения (рисунок 2.5). При этом изменение модуля скорости осуществляется созданием касательного ускорения , а изменение направления вектора скорости созданием поперечного ускорения . Поперечное ускорение в декартовой системе координат определяется своими составляющими и , а в полярной системе координат модулем и полярным углом θ. Управление величиной и направлением ускорения осуществляется при помощи рулевых органов.

Рисунок 2.5 - Связь скорости ЛА и ускорений

При полете ракеты вектор ее скорости составляет с продольной осью x_сн угол δ (рисунок 2.6). Этот угол складывается из угла атаки и угла скольжения . Обычно угол δне превышает нескольких градусов,

Рисунок 2.6 – Соотношения между углами скорости

Поперечное ускорение перпендикулярно скорости , но в силу малости угла δ можно в первом приближении полагать, что поперечное ускорение ракеты перпендикулярно ее продольной оси, т.е. расположено в плоскости yz, как это показано на рисунке 2.5.

Так как

(2.1)

где — результирующая сила, приложенная к аппарату, имеющему массу m,

то управление ускорением достигается изменением результирующей силы . Изменение силы осуществляется путем изменения силы тяги

(создаваемой реактивным или каким-либо иным двигателем) и (или) результирующей аэродинамической силы (создаваемой воздушным потоком, обтекающим аппарат).

, (2.2)

где - сила тяги (реактивная сила), - сила тяжести.

Управление производится газовыми или воздушными рулевыми органами (рулями).

Эффективность действия рулевых органов определяет маневренность ЛА. Последняя характеризуется или минимально допустимым радиусом разворота , или максимально допустимым поперечным ускорением , или перегрузкой n, которые при постоянной скорости полета связаны зависимостями

, (2.3)

, (2.4)

где g – ускорение силы тяжести.

Для ракет ближнего действия основным типом рулевых органов являются воздушные рули; газовые рули если и применяются, то лишь в качестве вспомогательных. Для ракет дальнего действия оба типа рулей являются основными.

Такое различие в применении газовых и воздушных рулей объясняется следующими основными причинами:

1. Ракеты дальнего действия должны иметь возможность управления на значительно больших высотах, чем ракеты ближнего действия, а эффективность воздушных рулей убывает с высотой пропорционально убыванию плотности воздуха.

2. В ракетах дальнего действия двигатель работает лишь на небольшой части траектории (на активном участке). На этом участке траектории можно без особых трудностей обеспечить значительное превышение силы тяги T над силой тяжести G (в 5-10 раз). Поэтому управлении силой тяги позволяет сообщать ракете ускорения порядка 5÷10g.

3. У ракет ближнего действия вся (или почти вся) траектория является активной, поэтому двигатель должен работать все (или почти все) время полета ракеты. Это требование наряду с требованием малых габаритов и стоимости таких ракет приводит к тому, что что сила тяги обычно лишь незначительно превосходит силу тяжести G. T≈ 1,5÷2 G. Поэтому управление силой тяги не дает обычно возможности получать ускорения более g. В то же время для обеспечения необходимой маневренности ракете могут потребоваться поперечные ускорения до 5÷10g (например, для зенитных или авиационных ракет).

В некоторых случаях управление величиной скорости аппарата на основном участке его траектории не требуется и осуществляется управление только направлением полета. При этом достаточно иметь рулевые органы, управляющие лишь поперечным ускорением .

Дата добавления: 2017-09-01; просмотров: 2145;