Файл: Гликман Б.Ф. Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 11.04.2024
Просмотров: 170
Скачиваний: 2
равно давлению во внешней среде р„. Расчетные зависимости (1.1) и (1.2) пригодны только при безотрывном течении газа в сопле. В случае высотного сопла (рс-С0,1 МПа) *) на малых высотах из-за сильной нерасчетное™ сопла (т. е. Рп^Рс) поток внутри сопла отрывается от стенок. Расчетные соотношения для этого случая оказываются более сложными [5].
На рис. 1.13 представ |
|
||||
лены |
высотные |
характе |
|
||
ристики двигателей |
с раз |
|
|||
личным давлением на сре |
|
||||
зе сопла рс. Двигатель 1 с |
|
||||
земным ~ |
соплом |
(рс~ |
|
||
~0,1 МПа) по сравнению |
|
||||
с двигателем 2 |
с высот |
|
|||
ным |
соплом |
(ро<0,1 |
|
||
МПа) |
имеет большее зна |
Рис. 1.13. Высотные характеристики |
|||
чение |
тяги |
на небольшой |
Ж РД |
высоте, но при увеличе нии -высоты полета проигрывает по Р двигателю с высотным соплом.
Изменение тяги двигателя по мере увеличения высоты поле та является одним из возмущений, действующих на ракету в полете.
1.2.3. Управление вектором тяги
При управлении ракетой необходимо изменять не только ве личину, но и направление вектора тяги двигателя для создания управляющих моментов в вертикальной (управление по танга жу) и горизонтальной (управление по рысканию) плоскостях, а также относительно продольной оси ракеты (управление по крену).
Рассмотрим несколько возможных схем изменения направ ления тяги двигателя [5]. На рис. 1.14 представлена схема управ ления газовыми рулями, расположенными в потоке газа за сре зом сопла. Изменение угла установки руля 0 приводит к измене нию величин аэродинамических сил, действующих как вдоль оси ракеты, так и в плоскости, перпендикулярной оси ракеты. Управляющий момент создается подъемной силой, действующей на рули в потоке газа. Одновременно на рули действует сила сопротивления, приводящая к потери тяги. Использование четы рех рулей позволяет управлять ракетой во всех плоскостях ста билизации.
Газовые рули создают достаточно большие управляющие моменты, приводя одновременно и к существенным потерям тя ги (до 2—5%).
*> 1Па = 1 Н/м2~і10-5 ат.
19
Другой способ управления направлением тяги-— с помощью изменения направления движения струи газа'в сопле, т. е. систе ма со вдувом газа или впрыском жидкости в сверхзвуковую часть сопла (рис. 1.15). При подаче в сверхзвуковую часть сопла через отверстия или щели струи газа (пли жидкости) 1 в пото ке газа возникает косой скачок уплотнения 2. Давление за скачком уплотнения больше, чем в невозмущенном потоке, зона же действия скачка относительно невелика и распространяется в основном вниз по потоку от места вдува газа.
рулей часть сопла
В силу появления зоны с повышенным давлением возникает боковая составляющая тяги. Изменяя давление подаваемого га за (или жидкости) и место впрыска, можно управлять направ лением и величиной боковой составляющей тяги.
Система со вдувом приводит к некоторым потерям удельного импульса тяги и требует специального, достаточно сложного, газораспределительного устройства. При однокамерной двига тельной установке с помощью вдува нельзя создать момента для управления по крену.
Способ изменения направления тяги с помощью рулевых ка
мер или |
поворотных Ж РД является |
одним |
из наиболее |
удобных. |
При двигательной установке с |
одним |
двигателем без |
специальных рулевых камер двигатель устанавливается на кар данной подвеске (рис. 1.16), которая позволяет изменять на правление тяги двигателя в двух плоскостях. Боковая состав ляющая тяги зависит от угла поворота оси камеры сгорания двигателя. Для создания момента по крену в этом случае не обходимы специальные поворотные сопла крена, которые рабо тают на генераторном газе из двигателя или из системы надду ва баков.
В случае двигательной установки, состоящей из нескольких двигателей, или при наличии нескольких рулевых камер каждый двигатель или камеру достаточно поворачивать только в одной
20
плоскости (рис. 1.17). Потери удельного импульса тяги при ис пользовании поворотных двигателей или камер минимальны (десятые доли процента), управляющие . моменты — большие. Основной недостаток такой системы заключается в больших габаритах и лишней массе системы подвески двигателей.
Для ракеты с несколькими камерами или двигателями мож но изменять направление тяги путем изменения тяги отдельных камер или двигателей, т. е. рассогласованием величины тяги отдельных неподвижно установленных двигателей. Форсируя
А
Вид А
Рис. 1.16. Схема управления векто ром тяги при карданной подвеске двигателя
Рис. 1.17. Схема управ ления вектором тяги по воротом камер сгорания:
одни двигатели и одновременно дросселируя двигатели, распо ложенные с другой стороны корпуса ракеты, можно создать до статочно большой управляющий момент в двух плоскостях уп равления.
Для создания управляющего момента относительно оси ра кеты (т. е. момента управления по крену) можно использовать, специальные сопла крена, работающие на генераторном газе,, или использовать также систему рассогласования тяги, устано вив для этого отдельные камеры или двигатели под некоторым углом по отношению к оси ракеты.
Способ управления вектором тяги путем рассогласования тяги отдельных двигателей многодвигательной ракеты дает не значительные потери удельного импульса тяги двигателей, по рядка десятых долей процента {5]. В то же время этот способ не требует усложнения конструкции двигателей и ракеты за счет дополнительных элементов (подвеска двигателя, система газо распределения и т. д.). С этой точки зрения последний способ' управления является оптимальным. Однако он требует болееширокого диапазона регулирования режима работы . двигателя по тяге, чем другие рассмотренные способы управления.
21
1.3. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ
Траектория полета ракеты делится на два основных участка
(рис. 1.18): участок активного |
полета ОЛ, т. |
с. участок |
полета |
с работающими двигателями, и участок свободного полета AB, |
|||
после выключения двигателей. |
Траектория |
свободного |
полета |
однозначно связана с координатами и вектором скорости раке ты в момент выключения двигателей.
Движение ракеты по траектории на активном участке опре деляется равнодействующей сил тяжести G (рис. 1.19), аэроди намического сопротивления X и тяги двигателей Р. Положение ракеты в пространстве определяется тремя координатами цент-
V
на ракету в полете
ра массы ракеты и тремя углами разворота корпуса ракеты в пространстве вокруг центра массы: тангажа, рыскания и крена.
Ракета обычно стартует вертикально и в течение нескольких секунд не меняет направления своего полета. Далее по програм ме ракета начинает разворот. Для осуществления эволюции по траектории, а также для возвращения ракеты на расчетную траекторию, отклонение от которой связано с действием различ ных возмущений, необходимо изменить равнодействующую сил, указанных выше. Изменение аэродинамических сил путем пово рота воздушных рулей оказывается мало эффективным. Управ ление полетом ракеты можно осуществить, изменяя направление и величину тяги двигателя.
Таким образом двигатель оказывается единственным испол нительным органом системы управления ракетой. От типа и схе мы систем управления ракетой зависят структура управления
.двигателем и требования, предъявляемые к динамическим харакеристикам двигателя и точности поддержания его парамет ров. Указанные свойства двигателя в большой степени зависят от схемы и параметров его внутренней системы регулирования.
22
Ракета выполнит свою задачу, если в конце активного участ ка своей траектории (точка А на рис. 1.18) она будет иметь не которое, совершенно определенное и точно выдержанное сочета ние параметров: конечной скорости шк, угла наклона траекто рии уо и высоты над поверхностью земли Іг0.
Например, три заданной дальности полета |
баллистической ракеты |
L=8000 км и допустимом отклонении по дальности |
AL=20 км необходимо |
выдержать следующую точность параметров в конечной точке траектории [4]:
Дт.
-----—= 0,02%; Д-fo = 2' ,5; ДЛ0 = 2,5 км. wK
Для космических ракет, выводящих объекты в сторону планет солнечной си стемы, требования по точности еще более высокие.
В то же время на ракеты в полете действуют многочислен ные возмущения, приводящие к отклонению ее траектории от расчетной. Часть возмущающих факторов связана с погреш ностями в технологии изготовления ракеты и ее двигателей (объем баков, вес ракеты, тяга двигателя и ее направление, рас ход компонентов топлива и их соотношение и т. д.). Другие факторы связаны с внешними условиями: порывы ветра, откло нение аэродинамических коэффициентов, воздействие стартовых устройств, возмущения при разделении ступеней и т. д.
Системы управления ракеты осуществляют управление поле том ракеты и обеспечивают компенсацию всех возмущений, при водящих к отклонению траектории полета от расчетной. Для полной компенсации влияния возмущающих воздействий и обес печения высокой точности выполнения программы полета систе ма управления должна обладать определенной' эффективностью,, т. е. способностью создавать с необходимой скоростью достаточ ные управляющие силы и моменты путем изменения вектора тяги двигателей.
При любом типе органов управления направлением вектора тяги (см. § 1.2) возникают потери удельной тяги двигательной установки, и эти потери растут вместе с ростом управляющего момента. Одновременно растет и вес органов управления. Вслед ствие этого любая система управления ухудшает характеристи
ки ракеты — ее вес и экономичность |
двигательной установки. |
|
При |
выборе органов управления |
стремятся найти компро |
миссное |
решение, обеспечив достаточную эффективность орга |
нов управления и в то же время незначительно ухудшив харак теристики ракеты.
Система управления ракеты состоит из системы наведения,, системы стабилизации и системы одновременного опорожнения
баков. |
/ |
1.3.1 |
Система наведения |
Система наведения управляет движением центра массы ра кеты в трех направлениях, обеспечивая полет ракеты на актив
23;
ном участке вблизи расчетной траектории; она парирует дейст вие возмущающих факторов на траекторию полета ракеты и состоит из трех каналов для управления продольной (танген циальной), боковой и нормальной составляющими скорости и каналов управления отделением ступеней и головной части ракеты.
Основное назначение каналов управления отделением частей ракеты —'обеспечить выдачу команды на разделение ступеней или выключение двигателей точно в тот момент, когда все три составляющих скорости имеют величины, гарантирующие вы полнение ракетной задачи с определенной точностью.
В момент выключения двигателя эти параметры не обяза тельно должны точно совпадать с их номинальными значениями [48]. Схему системы наведения можно построить таким образом, что ракета выполнит свою задачу с высокой точностью, двигаясь как по номинальной, так и по другим возможным траекториям. В зависимости от траектории полета изменяется момент выклю чения двигателей. Из-за действия неизбежных возмущений, влияние которых не полностью компенсируется соответствую щими каналами системы наведения, составляющие скорости ракеты несколько отличаются от расчетных. Если выключить двигатель точно в расчетное время, то эти ошибки в скорости приведут к потере точности наведения ракеты. Для повышения точности наведения вычислительное устройство, имеющееся в ■системе управления, вычисляет во время полета некоторый уп равляющий функционал, зависящий от координаты и скорости ракеты. При достижении заданного значения функционала, обеспечивающего максимальную точность наведения, система наведения выдает команду на выключение двигателей. Так как управляющий функционал зависит от шести переменных (потри составляющих координаты и скорости ракеты), то имеется бес конечное количество совокупностей этих переменных, обеспе чивающих заданное значение функционала.
Система наведения может располагаться на борту ракеты пли на земле. Соответственно различают два вида систем наве дения: 1) командная система радиоуправления; 2) автономная инерциальная система управления [4].
Один из вариантов системы радиоуправления (рис. 1.20) со стоит из передающей станции А и четырех принимающих стан ций В, расположенных крестообразно. Принимающие радио станции определяют допплеровские сдвиги частот и по резуль татам сравнения их величин находят составляющие скорости и ускорения ракеты относительно Земли. Специальный точный ра диолокатор сопровождения, кроме того, определяет азимут и наклонную дальность ракеты С.
Данные всех станций поступают на вычислительную маши ну, которая непрерывно вычисляет действительную траекторию полета и сравнивает ее с расчетной. По результатам сопостав
24
ления вычисляются управляющие воздействия, которые необхо димы со стороны органов управления для приближения траек тории полета ракеты к расчетной. Соответствующие команды передаются на борт ракеты С по радио. Эта же система опреде ляет момент выключения двигателя и передает на борт ракеты команду.
Считается, что радиосистема управления имеет преимущест ва в высокой точности и сравнительно малом весе бортовой
/ —груз; 2 — электрическая пружина; 3 — направляющий стержень; 4 — корпус; 5 — усилитель; 6 — электронндуктнвный дат чик
аппаратуры. Однако она подвержена действию помех. Полной помехоустойчивостью <и удобством эксплуатации обладает авто номная система, при которой вся измерительная аппаратура находится на борту ракеты и не требует средств радиосвязи.
В автономной инерциальной системе специальным прибо ром— акселерометром — непрерывно измеряется ускорение ра кеты (4]. Акселерометр, например, может состоять из массы 1 на пружинной подвеске, перемещающейся под влиянием ускоре ния W. Для повышения точности вместо механической пружины используют электрические пружины 2 (рис. 1.21). Перемещение груза на оси 3 акселерометра измеряется электрическим датчи ком 6 (потенциометрическим, индуктивным, емкостным). Уско рение должно измеряться с точностью 0,01-^0,001 %-
Акселерометры устанавливаются на гиростабилизированной платформе, которая во время полета не меняет своей.ориента ции в пространстве. В общем случае используются три акселе
25
рометра, измеряющих ускорения в трех направлениях. Соответ ственно в системе наведения существует три канала [48]: канал
регулирования |
кажущейся п р о д о л ь н о й с к о р о с т и |
(си |
стема РКС), |
канал б о к о в о й с т а б и л и з а ц и и и |
канал |
н о р м а л ь н о й с т а б и л и з а ц и и. |
|
Продольная составляющая скорости полета поддерживается в соответствии с программой путем изменения тяги двигателя. Точное поддержание скорости полета позволяет уменьшить раз брос параметров ракеты и упрощает систему, выключающую двигатель. Примерная структура системы РКС приведена на рис. 1.22 [48].
Рис. 1.22. Структурная схема системы РКС:
J — ракета; 2 — измеритель скорости; 3 — датчик программных сигна лов; 4 —сравнивающее устройство; 5 —усилитель; 6 —привод; 7 —дат чик давления в камере сгорания; 8 — камера сгорания
Акселерометр в полете измеряет не действительное 7ѵх, а ка жущееся ускорение, так как на его чувствительный элемент (подвижную массу 1 на рис. 1.21) действует как ускорение ра кеты, так и ускорение силы тяжести g. При этом составляющую (проекцию) ускорения силы тяжести gx акселерометр воспри нимает как ускорение ракеты, направленное в сторону, обрат ную действию силы тяжести. Кажущаяся скорость полета юр определяется путем интегрирования ускорения интегратором. Применяют также гироскопические интеграторы, измеряющие
непосредственно скорость.
Полученное значение электрического сигнала UWf, пропор
циональное кажущейся скорости, попадает на сравнивающее устройство, на которое подается также программное значение сигнала UWy кажущейся скорости (см. рис. 1.22). Сигнал рас
согласования Ubw передается на усилитель, где он усиливается и преобразуется в сигнал управления приводом системы РКС, установленным на регулирующем или дросселирующем элемен те двигателя. Изменение положения привода системы РКС фркс является для двигателя управляющим воздействием, нз-
26