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

50

нейтрального положения, то обгорание его незначительно. Шар­ нирные моменты дефлекторов малы.

Однако по сравнению с газовыми рулями дефлекторы обла­ дают менушей эффективностью. Кроме того, зависимость управ­ ляющего момента от угла отклонения дефлектора имеет нели­ нейный характер.

Разновидностью дефлекторов являются сопловые насадки. Они более эффективны, но при отклонении таких насадков воз­ никают большие шарнирные моменты.

Качающиеся двигатели. Этот способ создания управляющих моментов с успехом может применяться для летательных аппа­ ратов с Ж РД, камера которых устанавливается на карданном подвесе. При отклонении камеры в какой-либо плоскости вместе с ней отклоняется газовая струя и вектор силы тяги.

Качающиеся сопла. Отклонение газовой струи при неподвиж­ ной камере двигателя может быть достигнуто отклонением сопла или его части. В этом варианте требуется надежная герметиза­ ция соединения подвижной и неподвижной частей сопла, рабо­ тающего в условиях высоких давлений и температур.

Вдув или впрыск в сопло. Путем вдува газа или впрыска жидкости внутрь сопла через его боковую стенку также можно добиться отклонения газовой струи и возникновения управляю­ щего момента. Достоинством такого способа является отсутст­ вие подвижных элементов двигателя или его сопла.

Общий недостаток дефлекторов, сопловых насадков, качаю­ щихся сопел и камер — это невозможность создания управляю­ щих моментов крена при наличии одного сопла или одной каме­ ры. Кроме того, все рассмотренные выше устройства, включая и газовые рули, действуют только при работающем двигателе. При пассивном же полете действие этих органов управления прекращается.

Струйное управление. Указанных выше недостатков лишены так называемые системы струйного управления. В этом случае

работают в импульсном режиме, хотя в принципе можно обес­ печить и непрерывный режим их работы.

5.4.ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ СХЕМ С ПЛОСКИМ

ИПРОСТРАНСТВЕННЫМ РАСПОЛОЖЕНИЕМ КРЫЛЬЕВ

Летательные аппараты традиционно сложившейся самолет­ ной или двухкрылой схемы имеют два крыла, плоскости кото­ рых параллельны плоскости XiOzi или составляют с ней неболь­ шой угол, называемый углом поперечной Ѵ-образности.

При такой схеме маневр в вертикальной плоскости обычно выполняется путем изменения угла атаки корпуса а, от которо­

51

го зависит величина подъемной силы аппарата. Управляющие моменты, необходимые для изменения угла атаки, создаются рулями высоты. Значительно реже для той же цели применяют поворотные крылья, которые являются одновременно и устрой­ ствами для создания подъемной силы и органами управления..

X\Oz\ при этом очень мала, так как корпус и вертикальное опе­ рение не могут создать значительной боковой силы. К этому на­ до добавить, что для создания положительного угла ß приходит­ ся отклонять рули направления (расположенные в хвостовой части летательного аппарата) на отрицательный угол 6Н, вслед­ ствие чего боковая сила рулей вычитается из общей боковой силы.

При наведении аппарата на точечные цели, в особенности быстродвижущиеся (например на самолет), необходимо приме­ нять координированный разворот, хотя такой способ разворота усложняет работу системы управления.

52

При плоском расположении крыльев применяются различ­ ные схемы оперения (рис. 1.21). Наибольшее распространение получили варианты а, б и в, в которых имеется горизонтальное и вертикальное оперения. Горизонтальное оперение может на­ ходиться как в кормовой, так и в носовой части корпуса, а вер­ тикальное — только в кормовой части, так как в противном слу­ чае летательный аппарат не будет обладать статической устой­ чивостью пути.

д)

Рис. 1.21. Различные варианты оперения, применяемые при плоском расположении крыльев

Для маневренных управляемых снарядов чаще всего приме­ няются схемы с крестообразными крыльями, расположенными во взаимно перпендикулярных плоскостях. В зависимости от поперечной ориентировки можно различать плюс- и иксообразные схемы.

Оценим величину подъемной силы таких летательных аппа­ ратов. Очевидно, что если к аппарату с горизонтально располо­ женными крыльями добавить аналогичную вертикальную пару крыльев, то подъемная сила от этого не изменится, независимо от того, вызвана ли она наличием угла атаки корпуса а или поворотом крыльев на угол б. Другими словами, можно на­ писать

Здесь индекс «+ » относится к плюсообразной схеме. Рассмотрим теперь иксобразную схему и сравним ее с само­

летной схемой. Отклонение корпуса на некоторый угол атаки а в вертикальной (биссекторной) плоскости ңожно представить

53-

то как первая, так и вторая пары крыльев создадут подъемные

при -г-образной или Х-образной ориентировке крестообразных крыльев, но и при любой промежуточной ориентировке их про­

изводная Су остается неизменной и равной сі аналогичной двухкрылой схемы. Следовательно, в каком бы направлении

Рис. 1.22. К определению подъемной силы летательного аппарата с Х-образными крыльями:

а — п р и а # 0; б — п р и 6 ф 0

мы ни отклоняли продольную ось корпуса (на один и тот же угол), величина нормальной силы будет одинаковой. Учитывая это свойство, схемы с крестообразным расположением крыльев часто называют аэродинамически осесимметричными схе­ мами *.

Иная картина возникает, если подъемная сила создается путем поворота крыльев относительно корпуса на угол б.

Обозначим подъемную силу двухкрылой схемы через У<5).

* При больших углах атаки свойство аэродинамической осесимметрии крестокрылых летательных аппаратов исчезает вследствие нелинейного харак­ тера зависимости су(а).

54