Располагаемые перегрузки и маневренность зенитной управляемой ракеты

Для изменения направления полета ракеты в процессе ее наведения на цель необходимо в требуемые моменты времени прикладывать к ракете силы, действующие по нормали к траектории. Соответственно действию этих сил траектория искривляется в ту или иную сторону.

Силы, прикладываемые к ракете для изменения направления ее полета в процессе наведения на цель, называются управляющим и силами.

Управляющие силы по своей физической природе могут быть аэродинамическими или газодинамическими (реактивными). Для наведения зенитных управляемых ракет, как правило, используются аэродинамические силы. Управляющая аэродинамическая сила в основном создается крыльями ракеты. Зенитные управляемые ракеты обычно имеют крестообразные крылья, расположенные в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Ориентировка крыльев в полете плюсообразная и иксообразная.

Принцип управления ракетой в прямоугольной системе координат (рис. 7) при использовании аэродинамических сил сводится к следующему. При выдаче команды на рули ракеты происходит их отклонение на соответствующий угол. На рулях возникает подъемная сила, создающая управляющий момент относительно центра масс ракеты.

Рис 7. Прямоугольный способ управления Рис. 8. Полярный способ управления

Под действием этого момента ракета поворачивается вокруг поперечной оси, создавая угол атаки. При наличии угла атаки возникает подъемная сила крыла, создающая относительно центра масс стабилизирующий момент, направленный противоположно управляющему моменту, который стремится уменьшить угол атаки. Поворот ракеты относительно оси прекратится в том случае, когда сумма действующих на нее моментов будет равна нулю. Каждому углу отклонения руля соответствует свой угол атаки, а следовательно, в данных условиях полета и.величина управляющей силы. Управляющая сила изменяет направление полета ракеты, определяя величину и знак нормального ускорения W_n, т. е. ускорения, перпендикулярного, вектору скорости ракеты.

При полете ракеты с крестообразной компоновкой крыльев должна существовать строгая ее стабилизация по крену. Маневр ракеты в любой наклонной плоскости выполняется сообщением ракете одновременно угла атаки и скольжения, т. е. отклонением рулей тангажа и курса. В первом приближении управление по курсу и тангажу можно считать независимым.

При ориентировке ракеты в полете по схеме икс-план принцип управления аналогичен.

При наведении ракеты на цель может использоваться управление не только в прямоугольной (декартовой), но и в полярной системе координат. При управлении в полярной системе координат маневр ракеты в любой наклонной плоскости выполняется сообщением ракете угла крена и отклонением рулей тангажа (рис. 8), Ракета может быть выполнена по самолетной плоскосимметричной аэродинамической схеме. Поворот ракеты вокруг продольной оси достигается отклонением рулей-элеронов в противоположные стороны.

При полярном управлении ракета должна не только отрабатывать заданный командой угол крена, но и сохранять его до тех пор, пока не изменилась величина команды крена. Поэтому и здесь необходимо обеспечить соответствующую гироскопическую стабилизацию корпуса относительно продольной оси.

При крестообразной аэродинамической схеме ракеты возможно сочетание прямоугольного и полярного способов управления ракетой путем использования информации о взаимном положении ракеты и цели не только для отклонения рулей, но и для разворота ракеты по крену.

Регулирование угла атаки обеспечивает создание потребной величины аэродинамических управляющих сил только при полете ракеты в достаточно плотных слоях атмосферы. С увеличением высоты полета ракеты для сохранения требуемой маневренности при использовании для управления аэродинамических сил необходимо увеличивать площадь крыльев, что приводит к возрастанию массы и размеров ракеты. Поэтому существует некоторая предельная высота полета ракет, выше которой целесообразно применять не аэродинамический, а газодинамический принцип получения управляющих сил.

Возможны различные конструктивные решения использования силы тяги ракетных двигателей для создания боковых управляющих сил: применение ракетных двигателей с поворотными камерами, использование поворотных коленчатых или боковых сопел, располагаемых в центре масс ракеты, использование газовых рулей и др.

Маневренность летательного аппарата обычно характеризуется быстротой изменения направления и величины вектора скорости. Возможности ракеты осуществлять криволинейные траектории определяются величиной ее располагаемых нормальных перегрузок.

Перегрузкой называется отношение действующей силы к весу ракеты. Она определяет, во сколько раз ускорение ракеты в данном направлении больше или меньше ускорения свободного падения:

Величина и направление перегрузки обычно задаются ее проекциями на оси скоростной или связанной системы координат ракеты.

Используя обозначения, принятые на рис. 9, можно записать:

Рис. 9. Силы, действующие на ракету в полете

(4)

При малых углах изависимости (4) имеют вид:

Проекцию принято называтьпродольнойперегрузкой, а проекцииинормальнымиперегрузками.

Проекции перегрузки на связанную систему координат через проекции перегрузки на скоростную систему координат ракеты выражаются следующими соотношениями:

Учитывая, что

величину управляющих сил, соответствующих условиям баланси­ровки ракеты, можно записать в виде:

Тогда

Нормальные перегрузки, которые можно получить на ракете в данных условиях полета при максимальном отклонении ее рулей (при максимальной величине команды), называются располагаемыми перегрузкамиракеты.

Располагаемые перегрузки определяют минимальный радиус кривизны траектории, который может описать ракета при наведении на цель.

Если рассматривать движение ракеты в плоскостях х_vоу_v и х_vоz_v скоростной системы координат, то

Учитывая, что нормальные ускорения

а радиус кривизны траектории

имеем

Следовательно, величина минимального радиуса кривизны тра­ектории как функция располагаемых перегрузок ракеты равна

Располагаемые перегрузки при заданных параметрах аэроди­намической схемы ракеты зависят от скорости и высоты ее полета. Маневренность ракеты, т. е. ее способность осуществлять криволинейные траектории, изменяется соответственно изменению располагаемых перегрузок: уменьшается с возрастанием высоты и уменьшением скорости полета ракеты. При заданных располагаемых перегрузках чем больше скорость ракеты, тем больше радиус кривизны траектории, по которой она может двигаться.

Если полет ракеты происходит в плотных слоях атмосферы, то располагаемые перегрузки могут ограничиваться предельно допустимыми из условий прочности ракеты.

Знак и величина тангенциального ускорения ракеты определяется соотношением силы тяги ракетного двигателя, силы лобового сопротивления и касательной составляющей силы тяжести.

Для ускоренного движения зенитной управляемой ракеты сила тяги должна превосходить силу лобового сопротивления и касательную составляющую силы тяжести. Максимальное значение скорости есть функция величины избытка тяги и времени ускоренного движения ракеты.

Для установившегося наклонного полета (рис. 9)

Потребная сила тяги определяется соотношением

,

откуда

,

где - аэродинамическое качество ракеты.

Если тяга двигателя Р меньше потребной для установившегося полета, то тангенциальное ускорение отрицательно и ракета летит с замедлением. На пассивном участке траектории скорость ракеты под действием силы лобового сопротивления, а также силы тяжести (при наборе высоты) быстро падает. Соответственно этому уменьшается и возможность получения потребных управляющих сил для наведения ракеты на цель с заданной точностью

Выводы: