Файл: Лебедев А.А. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов учеб. пособие.pdf

5.1. УПРАВЛЯЮЩИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ

Общее движение летательного аппарата можно разложить на движение его центра масс и вращение относительно центра масс. В соответствии с этим и задачу управления полетом мож­ но разделить на две части:

1) управление движением центра масс, т. е. изменение вели­ чины и направления вектора скорости полета;

2) управление вращательным движением относительно цент­ ра масс.

Очевидно, что для изменения величины и направления векто­ ра скорости полета по требуемому закону надо иметь возмож-

Рис. 1.Ш. Схема сил, действующих на лета­ тельный аппарат при полете в вертикальной плоскости

ность изменять величину и направление равнодействующей всех сил, приложенных к летательному аппарату: силы тяги двига­ телей, аэродинамических сил и сил тяжести (рис. 1.16)*. Но поскольку сила тяжести направлена все время по вертикали вниз, а ее величину нельзя регулировать произвольно, то прак­ тически управление полетом осуществляется с помощью первых двух сил. Разложим равнодействующую этих сил N на две со­ ставляющие, одна из которых направлена по касательной к тра­ ектории:

и вторая — по нормали к траектории:

Касательная сила Nx служит для поддержания заданной скорости полета или изменения ее по требуемому закону. Если A^x> G s in 0 , то скорость возрастает; при NX<G sin Ѳ скорость

* Для простоты рассуждений рассматриваем движение в вертикальной плоскости.

42

уменьшается; наконец, в частном случае, когда Nx—G sin Ѳ, скорость полета постоянна.

Нормальная составляющая Ny служит для изменения на­ правления полета, а также для сохранения заданного направле­ ния. Если Ny^=G cos Ѳ, то траектория будет искривляться в ту или иную сторону. Для сохранения прямолинейного полета не­ обходимо выдержать условие NV=\G cos Ѳ.

Поскольку силы Nx и Nѵ используются для управления дви­ жением центра масс летательного аппарата, они получили на­

скорости, так и направлением полета, т. е. использовать обе уп­ равляющие силы Nx и Ny. В качестве примера можно привести баллистическую ракету, управляемую только на начальном ак­ тивном участке полета. В конце активного полета (т. е. в момент окончания работы двигателя) ракета должна иметь строго опре­ деленные, заранее вычисленные, скорость Ѵа и угол наклона тра­ ектории Ѳа (рис. 1.17). При этих условиях ракета, продолжая полет по инерции, попадет в заданную точку — цель.

Большинство других беспилотных летательных аппаратов наводится на цель в течение всего полета. В этом случае можно ограничиться регулированием только направления полета, т. е. использовать лишь нормальную управляющую силу Ny.

Устройства, с помощью которых регулируется величина уп­ равляющих сил, называются органами управления. Органы уп­ равления действуют в соответствии с сигналами, вырабатывае­ мыми системой управления.

В большинстве случаев изменение величины нормальной уп­ равляющей силы требует поворота корпуса летательного аппа­ рата относительно вектора скорости на некоторый угол (угол атаки, угол скольжения или угол крена). Для поворота корпуса необходимо приложить к летательному аппарату соответствую­ щие моменты относительно центра масс, которые принято назы­ вать управляющими моментами. Таким образом, органы управ­ ления воздействуют на величину нормальной управляющей силы обычно путем создания управляющих моментов.

43

Управляющие моменты нужны не только для регулирования управляющих сил, но и для поддержания требуемой угловой ориентации корпуса летательного аппарата в пространстве, т. е. для его угловой стабилизации. Это связано с тем, что на лета­ тельный аппарат непрерывно действуют возмущения, вызван­ ные его несимметрией, эксцентриситетом силы тяги и воздейст­ вием неспокойной атмосферы.

Устройства, которые создают управляющие моменты, необ­ ходимые для угловой стабилизации, называются органами ста­ билизации.

Из сказанного выше можно сделать вывод, что в большин­ стве случаев функции органов управления и органов стабилиза­ ции могут выполняться одними и теми же устройствами.

Но в некоторых случаях органы управления воздействуют на величину нормальных управляющих сил без поворота корпуса, т. е, без создания управляющих моментов. Тогда на летатель­ ном аппарате необходимо делать самостоятельные органы ста­ билизации. 1

5.2. СПОСОБЫ СОЗДАНИЯ НОРМАЛЬНЫХ УПРАВЛЯЮЩИХ СИЛ

Как было отмечено выше, управляющие силы по своей фи­ зической природе могут быть аэродинамическими и газодина­ мическими (реактивными). Способ создания нормальных управ­ ляющих сил является одним из главных признаков, характери­ зующих схему летательного аппарата.

Можно выделить 3 группы схем: аэродинамические, газоди­ намические и комбинированные (аэрогазодинамические). Рас­ смотрим особенности каждой из этих групп.

А э р о д и н а м и ч е с к и е с х е м ы

Для полной характеристики аэродинамической схемы необ­ ходимо рассмотреть два признака:

1) число и поперечную ориентировку крыльев (т. е. их рас­ положение относительно корпуса при виде спереди); с этой точ­ ки зрения различают схемы с плоским и пространственным рас­ положением крыльев (рис. 1.18);

2) взаимное положение подвижных и неподвижных несущих поверхностей по длине корпуса; по этому признаку все аэроди­ намические схемы делят на 4 типа:

—обычная схема *;

—схема «бесхвостка»; —■схема «утка»;

—схема с поворотными крыльями.

* Часто употребляется равнозначный термин — «нормальная» схема.

44

При всем разнообразии аэродинамических схем для всех них характерно то, что управляющая сила создается в основном не­ сущими поверхностями — крыльями. Это — подъемная сила ле­ тательного аппарата Y. Доля управляющей силы, создаваемая тягой двигателя и равная Р sin(<x+<pÄB), в большинстве случаев невелика.

Рис. 1.18. Классификация аэродинамических схем летательных аппаратов

Крылатые летательные аппараты наиболее часто применя­ ются для полета на малых и средних высотах. При больших вы­ сотах полета выгоднее применять схемы летательных аппара­ тов, в которых используется газодинамический принцип созда­ ния управляющих сил.

Г а з о д и н а м и ч е с к и е с х е м ы

Различные варианты таких схем показаны на рис. 1.19. В первом из них для получения нормальной управляющей си­ лы необходим поворот всего аппарата на некоторый угол атаки по отношению к вектору скорости полета. Большая часть управ­ ляющей силы (Р sin а) создается основным двигателем. Подъ-

45

емная сила корпуса и оперения чаще всего невелика (особенно на больших высотах) и поэтому играет второстепенную роль.

Поворот корпуса осуществляется органами управления, со­ здающими необходимые управляющие моменты. Эти же органы обеспечивают и угловую стабилизацию летательного аппарата.

Второй вариант газодинамической схемы (рис. 1.19, б) пред­ ставляет собой бескрылый летательный аппарат с поворотными коленчатыми соплами. В данной схеме используется чисто газо­ динамический принцип создания управляющих сил, так к.ак угол атаки корпуса все время равен нулю и аэродинамическая подъ­ емная сила отсутствует.

Рис. 1.19. Газодинамические схемы летательных аппара­ тов:

Управляющие силы создаются ракетным двигателем с ко­ ленчатыми соплами, расположенными в центре масс. Регулиро­ вание величины управляющих сил достигается поворотом этих сопел на соответствующие углы. Таким образом, коленчатые сопла являются органами управления.

Для угловой стабилизации в данном случае необходимы от­ дельные органы стабилизации, расположенные в кормовой или носовой части корпуса.

Третий вариант газодинамической схемы (рис. 1.19, в) — это бескрылый летательный аппарат с боковыми соплами.

Несколько сопел ракетного двигателя расположены в обла­ сти центра масс аппарата, причем их оси перпендикулярны про­ дольной оси корпуса. С помощью распределительного устрой­ ства, которое в этой схеме является органом управления, про­ дукты сгорания топлива направляются в то или иное сопло (или

46

в несколько сопел сразу). Таким образом, создается управляю­ щая сила нужного направления.

Как и в предыдущем варианте, для угловой стабилизации летательного аппарата необходимы специальные устройства — органы стабилизации.

Характер действия боковых сопел может быть различным: непрерывным, импульсным или разовым (последний способ ис­ пользуется только для однократной корректировки траектории).

К о м б и н и р о в а н н ы е с х е м ы

В диапазоне высот Я —35-М5 км, по-видимому, целесообраз­ ны схемы, основанные как на аэродинамическом, так и на газо­ динамическом принципах создания нормальных управляющих сил. В этих схемах, кроме основного двигателя, имеется управ­ ляющий двигатель с соплами, расположенными вблизи центра масс. При полете на малых высотах маневренность обеспечи­ вается крыльями; при полете на больших высотах включается управляющий двигатель, который дает дополнительную нор­ мальную управляющую силу.

5.3. СПОСОБЫ СОЗДАНИЯ УПРАВЛЯЮЩИХ МОМЕНТОВ

Выше было отмечено, что управляющие моменты создаются с помощью органов управления и стабилизации. Эти. устройст­ ва размещаются в носовой или кормовой части летательного аппарата, вдали от его центра масс. По принципу своего дейст­ вия они могут быть аэродинамическими и газодинамическими.

А э р о д и н а м и ч е с к и е о р г а н ы у п р а в л е н и я и с т а б и л и з а ц и и

Наиболее часто применяемые типы аэродинамических орга­ нов управления и стабилизации представлены в табл. 1.4.

Рули типа поворотного оперения. Такие рули применяются

главным образом при полете со сверхзвуковыми скоростями, так как они обладают хорошей эффективностью при больших чис­

лах М.

Рули, расположенные вдоль задней кромки неподвижных не­ сущих поверхностей — крыльев, стабилизаторов, килей. Наи­

большее распространение такой тип рулей получил для дозву­ ковых летательных аппаратов. При дозвуковых скоростях поле­ та отклонение рулей приводит к появлению подъемной силы не только на самих рулях, но и на расположенной перед ними не­ подвижной поверхности. Поэтому при малой площади рулей можно добиться их высокой эффективности.

47

Таблица 1.4

Аэродинамические органы управления

При сверхзвуковых скоростях полета возмущения, вызван­ ные отклонением рулей, не передаются вперед, вследствие чего подъемная сила образуется только на самих рулях.

Концевые рули и концевые элероны. В данном случае рули или элероны также составляют лишь часть оперения или крыль­ ев, но расположены они не на задней кромке, а на концах этих поверхностей. Такие рули эффективны при больших числах М. К недостаткам концевых рулей надо отнести конструктивные трудности размещения подшипников оси вращения и рулевого привода в сравнительно тонком оперении или крыльях.

Роллероны. Одним из специфических устройств для угловой стабилизации относительно оси Охі являются так называемые роллероны, устанавливаемые на крыльях или стабилизаторах. Они представляют собой элероны, в которые вмонтированы мас­ сивные зубчатые диски — роторы. Ротор одним своим краем слегка выступает за контур элерона, вследствие чего в полете он раскручивается встречным потоком воздуха.

48

В отличие от элеронов роллероны не имеют приводов управ­ ления.

Если угловая скорость крена сож равна нулю, То роллероны устанавливаются по потоку и не создают никаких моментов от­ носительно продольной оси Ох1- Но при вращении летательного •аппарата с угловой скоростью <вж на роторы действует гироско­ пический момент, под влиянием которого роллероны отклоня­ ются на некоторые углы. Применяя известное из механики пра­ вило для определения знака гироскопического момента, легко показать, что роллероны на правом и левом крыльях (стабили­ заторах), всегда будут отклоняться в разные стороны, создавая при этом аэродинамический момент крена, тормозящий враще­ ние аппарата.

Таким образом, роллероны увеличивают поперечное демпфи­ рование летательного аппарата, снижая тем самым угловую скорость его вращения вокруг оси Охи вызванную различными возмущениями. Но в то же время они не могут обеспечить неиз­ менную поперечную ориентацию аппарата (у=0). Летательный аппарат с роллеронами будет вращаться в полете, хотя и значи­ тельно медленнее, чем аппарат без роллеронов.

Интерцепторы. Интерцептор (прерыватель потока) пред­ ставляет собой пластинку, установленную вдоль задней кромки крыла или оперения перпендикулярно набегающему потоку. При перемещении пластинки в верхнее или нижнее положение возникает подъемная сила соответствующего знака. Достоин­ ством интерцепторов является отсутствие шарнирных моментов и, как следствие, — простота управления ими. Недостаток ин­ терцепторов — большое дополнительное сопротивление.

Г а з о д и н а м и ч е с к и е о р г а н ы у п р а в л е н и я и с т а б и л и з а ц и и

Некоторые газодинамические органы управления и стабили­ зации представлены в табл. 1.5.

Газовые рули. Такие рули сравнительно просты по конструк­ ции. Их эффективность линейно связана с углом отклонения (по крайней мере, при бг.р^20°). Достоинством газовых рулей яв­ ляется также то, что путем дифференциального управления ими можно создавать не только моменты тангажа и рыскания, но и моменты крена. К недостаткам их следует отнести большое ло­ товое сопротивление, эквивалентное снижению силы тяги двига­ теля на 3—5%, и быстрое обгорание, особенно в струе РДТТ, содержащей твердые частицы.

Дефлекторы. Дефлекторы представляют собой кольца, рас­ положенные вокруг среза сопла и отклоняемые относительно одной или двух взаимно перпендикулярных осей. Так как деф­ лектор вступает в контакт со струей только при отклонении от

49