mт нез

mтконо

где mт гар

, cн mснкон

910

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

Глава 8.6. УПРАВЛЕНИЕ ДУ

/ Pп — масса агрегатов конструк ции системы наддува, приходящаяся на еди ницу тяги ДУ.

Так как масса топливного отсека mто за висит от давления наддува баков, то при выбо ре давления в баках при заданных давлениях на выходе в насосы необходимо соблюдать ус ловие

m	m	min(mкон m	m	), (8.5.45)
т о	т гар	т о c н	т нез

— гарантийные запасы топлива;

— масса конструкции топливных баков;

— остатки топлива в баках в момент вы ключения ДУ РБ (остаток незабора).

Остатки незабора компонентов топлива из баков складываются из массы жидкой плен ки на внутренних поверхностях баков и невы рабатываемых из баков компонентов топлива вследствие образования воронок над сливны ми трубопроводами.

Масса незабираемых компонентов топли ва из баков зависит от конфигурации днищ ба ков, совершенства заборных устройств и сте пени компенсации прироста давления упруго сти паров компонентов топлива при их нагре ве соответствующим увеличением давлений наддува в полете. На рис. 8.5.5 иллюстрируется определение незабора компонента топлива из

бака. Для нормальной работы ЖРД в составе ДУ необходимо, чтобы в момент выключения уровень компонента превышал уровень неза

бора hвых hнез.

Если давление наддува полностью ком пенсирует увеличение давления упругости паров компонентов из за прогрева в полете,

то hвых hнез, и масса незабора зависит от со вершенства заборного устройства и конфи

гурации днища баков. В противном случае к массе незабора при выключении ДУ необхо димо добавить массу х компонен тов топлива, не компенсируемых давлением наддува баков.

Выбор характеристик системы наддува баков должен быть согласован с характеристи ками ракетного блока в целях обеспечения максимальной полезной нагрузки.

В случае наддува горячим газогенератор ным газом необходимо учитывать уменьше ние удельной тяги ДУ из за отбора части рас хода компонентов топлива для системы над дува. Это относится и к испарительным, и га зобаллонным системам наддува с подогревом рабочего тела, где часть расхода основных компонентов, идущего на испарение или по догрев, выбрасывается наружу. Уменьшение удельной тяги в этом случае определяют по

формуле
p0	p0	mг н	.	(8.5.46)
уд	уд	mo

Выбор системы наддува, обеспечиваю щей наибольшую массу полезной нагрузки, должен быть проведен с учетом RTэф, масс конструкции баков, остающихся в баках газов, трубопроводов и заборных устройств, а также бустерных насосов в случае целесообразности их установки.

Рис. 8.5.5. Определение незабора компонента топлива из бака

Глава 8.6

УПРАВЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ

Типичная программа изменения тяги ДУ ракетных блоков определяет требования к одиночному ЖРД как к одному из звеньев в СУ БР и РН, а также к его работоспособности на всех эксплуатационных режимах полета. Вследствие этого ДУ представляет собой ис полнительные органы СУ БР и РН, обеспечи

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

Глава 8.6. УПРАВЛЕНИЕ ДУ	911

вающие движение ЛА по траекториям, близ ким к программным и компенсирующим (пу тем изменения силы и направления тяги) дей ствие на них в полете возмущающих факторов.

Среди этих факторов есть внешние, влияющие на режим работы одиночных ЖРД и связанные с изменением входных характери стик, и факторы, обусловленные изменениями характеристик внутренних процессов, проис ходящих в самом ЖРД.

В целях ограничения возможных откло нений действительных характеристик ДУ от их номинальных значений под действием возмущающих факторов в составе ДУ долж на быть предусмотрена специальная система регулирования. Она может быть построена на базе измерения действительных выходных характеристик ЖРД, их сравнения с номи нальными характеристиками и выдачи соот ветствующей команды в органы регулирова ния на изменение режима работы двигателя в случае появления рассогласования в вели чинах данных характеристик, сводя их к ми нимуму.

СУ и регулирования ДУ с ЖРД должны обеспечивать устойчивость и безопасность работы одиночных двигателей, достижение и поддержание заданных значений характери стик рабочего процесса при реальных внеш них возмущениях, изменениях режима и вы ключении ДУ после получения соответст вующих командных сигналов от СУ движе нием.

Параметрами регулирования ДУ могут служить физические параметры, определяю щие выходные характеристики ЖРД (давле ние в камере сгорания, секундные расходы компонентов топлива, тяга, осевая перегруз ка и т.д.), которые могут быть измерены и изменены в полете без нарушения режима работы ДУ.

Поскольку точность попадания БР или выведения РН зависит от координат и состав ляющих скорости в момент выключения ДУ РБ, то достижение максимальной дальности и параметров орбиты, заданных техническим за данием, может быть обеспечено только при определенных гарантийны запасах компонен

тов топлива, зависящи	соотношения рас
ходуемых компонентов	Поэтому необходимо
регулировать не только	ходные суммарные

тяговые и массовые характеристики, но и со отношение компонентов топлива в целях их одновременного и более полного израсходова

ния. Неодновременность опорожнения баков приводит к увеличению остатков компонентов топлива, что вызывает уменьшение полезных нагрузок БР и РН. Установка специальной системы регулирования соотношения расхо дуемых компонентов в полете целесообразна в тех случаях, если имеет место увеличение по лезной нагрузки.

Все указанные задачи регулирования ДУ ракетного блока с ЖРД при достигнутом уровне техники можно решить единой систе мой регулирования, являющейся подсисте мой системы более высокого уровня — СУ БР и РН.

В первых жидкостных БР и РН эти зада чи решались двумя системами: регулирования кажущейся скорости (РКС) и СООБ.

Система РКС обеспечивает программное

изменение кажущейся скорости	или РН
путем регулирования тяги	. Таким

образом система РКС реагирует на случайные изменения удельного импульса и массового расхода топлива ЖРД, начальной массы РН, а также на изменение составляющей аэродина мических сил вдоль программного направле ния тяги.

На рис. 8.6.1 приведена схема РКС с обратной связью по углу отклонения органа регулирования, которая наглядно показыва ет функционирование системы. Регулирова ние кажущейся скорости можно осуществ лять изменением массового расхода компо нентов через одиночные ЖРД двумя спосо бами: уменьшением числа оборотов турби ны ТНА за счет уменьшения массы газа, по ступающего из газогенератора, или измене нием температуры газа, поступающего в турбину из газогенератора за счет измене ния соотношения расходов компонентов в газогенераторе.

Требования к характеристикам органа ре гулирования РКС, определяемые разработчи ками БР и РН, зависят от способа изменения массового расхода через одиночные ЖРД. Наиболее часто в качестве органа регулирова ния системы РКС используют регулятор оди ночного ЖРД, обеспечивающий его устойчи вую работу на заданных режимах и устанавли ваемый на одной из магистралей питания га зогенератора. Для работы системы РКС необ ходим дополнительный диапазон изменения массового расхода топлива ЖРД.

Максимальный перепад давления на тур бине определяет потребный диапазон увеличе

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

912	Глава 8.6. УПРАВЛЕНИЕ ДУ

Рис. 8.6.1. Схема регулирования кажущейся

обратной связью

по углу отклонения органа регулирования:

РН — ступень ЛА; ДРС — датчик регулятора кажущейся скорости: УП — усилитель преобразова тель; Пр — привод; ОР — орган регулирования; ОС — обратная связь; Σпрs — программное значение кажущейся скорости; Σизмs — измеренное значение кажущейся скорости; Σs — отклонение значе ний кажущейся скорости

ния или уменьшения массового расхода ком понентов, зависящий от наихудшего сочета ния возмущающих факторов. Возмущения, действующие на систему РКС, можно считать случайными и независимыми. В этом случае потребное максимальное изменение массового расхода для регулирования можно определить по формуле

mРКС

m2

m2

m2 m2 m2

m2

,

pуд

m

m0

cx

q

w

(8.6.1)

где m

pуд

m0

p , m

m

p

, m

n

m ,

p0

уд

m

m

0

p

0

уд

уд

m

(qcx S)max

c

,

m

(qcx S)max

q, m

cx

pуд g0cx

x

q

pуд g0q

w

(qcx S)max

2

w

— потребные

се

p g

0

Σ

уд

кундного расхода для компенсаций разбросов удельного импульса, массового старто вой массы, коэффициента аэродинамического сопротивления, скоростного напора и влияния ветра соответственно; w — скорость ветра.

Система СООБ обеспечивает одновре менное опорожнение баков окислителя и го рючего. Причина неодновременного опорож нения баков — погрешности в заправке ком понентов топлива в баки РБ и отклонения фактических секундных расходов компонентов от их номинальных значений.

Рассогласования объемов масс компо нентов и отклонения их секундных расходов зависят от ряда случайных возмущающих фак торов, связанных с отклонениями фактиче ских значений характеристик ДУ от их номи нальных значений, принятых при настройке двигателей.

Данные возмущающие факторы можно разбить на две группы: факторы, приводя щие к рассогласованию соотношения на чальных объемов баков KV Vок /Vг , запол ненных компонентами топлива, и к отклоне ниям секундных объемных расходов компо нентов топлива от их номинальных значений

	& Vок			Vг )
KV	KV &				).
	% Vок			Vг (

К первой группе относят:

ошибки заправки компонентов KV З ; рассогласование KV c из за сортности го

рючего и окислителя:

7ок 7нок / 7ок ; 7г 7нг / 7г ;

рассогласование из за отклонений темпе ратур заправляемых компонентов KV t :

tок tокн / tок ; tг tгн / tг .

Ко второй группе относят погрешности расхода компонентов, происходящие в ре зультате:

ошибки настройки ДУ KV наст ;

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

Глава 8.7. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ	913

сортности горючего и окислителя KV c ; отличия KV t температуры окислителя и

горючего от их номинальных значений; разброса KV p давлений наддува баков

окислителя и горючего:

pб ок pбнок / pб ок ; pб г pбнг / pб г .

СООБ должна к моменту выключения ДУ свести указанные рассогласования к ну лю. Задачу можно решать следующими спо собами:

1. Точное регулирование секундных расходов компонентов топлива, для чего не

обходимы точные	массовых или
объемных расходов	х способов не

посредственного измерения массовых рас ходов до настоящего времени не существу ет, и широкое распространение получили способы измерения объемных секундных расходов.

2. Точное регулирование объемов ком понентов топлива, при применении которо го необходимы точные измерения их теку щих объемов. Так как регулирование опо рожнения баков производят по соотноше нию в них уровней компонентов топлива, то такие схемы называются уровнемерны ми. Из этих схем наибольшее распростране ние получили так называемые схемы дис кретного регулирования опорожнения ба

основанные на сопоставлении момен времени срабатывания датчиков, соот ветствующих определенным уровням ком

понентов в баках.

Конечное рассогласование при уровне мерных схемах существенно меньше, чем при расходомерных. Недостаток уровнемерных схем — при определенных сочетаниях возму щающих факторов возможность появления мгновенных значений соотношений массовых расходов, превышающих максимально допус тимые, что может привести к нарушению ра ботоспособности двигателей или к ухудшению их энергетических характеристик (уменьше нию удельной тяги).

Для исключения таких случаев применя ют комбинированные СООБ, в которых ведут регулирование как секундных объемных рас ходов, так и соотношений уровней компонен тов в баках.

В качестве органов регулирования СООБ используют дроссельные устройства, устанав ливаемые на входных или напорных магист

ралях. В первом случае требуется дополни тельное увеличение давления наддува баков на величину максимально возможного пере пада на дросселях, во втором — дополнитель ный напор у насосов, следовательно, увели чение мощности турбины и производитель ности насосов.

В результате функционирования СООБ выполняется условие

t

KV з :( KV KVу )dt [ 0, (8.6.2)

0

где максимальное управляющее рассогласова ние K y определено действующими возмуще ниями V KV .

Глава 8.7

ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ

Движение ЦМ БР или РН на активном участке траектории определяется величиной и направлением тяги, реализуемой в полете. Для создания необходимой по величине и направ лению тяги двигателей на ЛА устанавливают исполнительные органы управления, непо средственно воздействующие на угловое поло жение БР или РН в пространстве и на величи ну тяги основных двигателей.

В качестве управляющих органов, под держивающих заданное значение угла тангажа, могут использовать маршевые двигатели, по ворачивающиеся относительно оси в плоско сти, перпендикулярной плоскости полета, спе циальные рулевые двигатели, аэродинамиче ские газовые рули, а также устройства для от клонения струи выходящих из сопла основных двигателей газов путем вдува или впрыска спе циальных компонентов или рассогласования тяги основных двигателей для создания управ ляющего момента Mz :

Mz c<, < ,

(8.7.1)

где c<, — коэффициент, характеризующий из менение управляющего момента при единич ном отклонении < характеристики исполни тельного органа.

Физический смысл отклонения харак теристики исполнительно органа может быть различным. Так, при управлении кача нием основными двигателями управляющий

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

914	Глава 8.7. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ

момент Mz определяется углом поворота тя ги < :

Mz Pxт < ,

(8.7.2)

где xт — расстояние от оси качания двигателя до ЦМ; P — тяга для создания моментов откло няющихся по тангажу двигателей.

Производная управляющего момента по углу качания Mz c<, Pxт .

При управлении аэродинамическими руля

ми Mz c<, < Ya xт < cnqS p xт <	сn , S p ,
q — градиент коэффициента	силы,

площадь несущей поверхности рулей и скорост ной напор потока, в котором работают рули, со ответственно.

При	управлении рассогласованием тяги
основных	двигателей управляющие моменты
имеют вид:
	n дв /2	Pi ,
	Mz c<, < 2yтi Pi
	i	P
		i

где yтi — проекция на плоскость полета рас стояния от ЦМ до направления тяги Pi i го дви гателя, изменившего тягу на относительную ве

личину < Pi / Pi .

Исполнительные органы для управления углом рыскания могут быть построены анало гично и иметь такие же управляющие момен

ты относительно связанной оси Y:
M	y	c .	(8.7.3)
		,

Для управления углом крена относитель но связанной оси X (продольная ось симмет рии БР или РН) используют одновременно поворот маршевых двигателей, при этом управляющие моменты можно представить в виде:

Mx cΧ, Χ.

(8.7.4)

Управлять углом крена путем рассогла сования тяги двигателей, установленных вдоль оси X, нельзя. В этом случае необходи мы специальные исполнительные органы, создающие момент относительно продольной оси БР или РН.

Управление тягой двигателей, когда пре дусматривается возможность выключения час ти неисправных двигателей или перевод их в режим щадящего использования, также не компенсирует потери в общей тяге. В этих случаях необходимы принципы гибкого управ ления движением БР или РН.

Выбор типа и схемы исполнительных ор ганов управления — один из главных вопросов согласования характеристик СУ и основных проектных параметров БР или РН.

Критерий выбора исполнительных орга нов управления, как и СУ в целом, — мини мальные потери в полезной нагрузке.

Снижение полезной нагрузки вследствие установки исполнительных органов на БР или РН определяется уменьшением эффективных удельного импульса ДУ при отклонении от продольной оси X основных или рулевых дви гателей и тяги ДУ;

дополнительными сопротивлением аэродинамических или газовых рулей и мас сой собственно исполнительных органов управления — узлов качания, рулевых ма шин, газовых сопел, аэродинамических ру лей и т.д.

Рассмотрим несколько возможных схем исполнительных органов управления, обес печивающих одинаковые управляющие мо менты по каждой из связанных осей при ми нимальном снижении массы полезной на грузки.

Для схемы управления по тангажу, рыс канию и вращению поворотом основных дви гателей БР или РН управляющий момент Mz Pхт < характеризуется углом отклонения тяги < , который в свою очередь выражает максимально возможные потери тяги, а следо вательно, и эффективного удельного импуль

	са:	c		P	1 cos < −	2p	.
		с		Pp		2

Потребный управляющий момент по ка налу тангажа является наибольшим для БР или РН, поэтому дальнейшие оценки приведе ны для одинакового момента у всех схем ис полнительных органов M max Mz .

К числу недостатков схемы органов управления с качанием основных двигате лей относят сравнительно большую массу узлов подвески двигателя с приводами, дос тигающую 30...40 % от массы собственно двигателя.

Снижение эффективной скорости ис течения ДУ и увеличение конечной массы ракетного блока за счет массы узлов кача ния с приводами вызывает уменьшение ха

рактеристической скорости		ступени
Σхар i сi ln.ki ,	которое должно	ком
пенсировано	уменьшением	на
грузки .п нi :

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

Глава 8.7. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ	915

Σхар i

сi

.Ki

Σхар i

сi

.Ki ln.Ki

сi

.п нi

1 i

i

0.

(8.7.5)

сi

.Ki

ln.Ki

.Ki ln.Ki

Суммарное снижение относительной по лезной нагрузки БР или РН вследствие уста новки исполнительных органов управления на N ступенях выражается формулой

.

п н

N

.

п н i

.п н

.п н i

i

N

.

п н i

1 .

Ki

с

i

i

&

ln

.

Ki

), (8.7.6)

&

сi

)

i

.п н i 1 i %

.Ki (

где ci

/ ci P / P — изменение эффективного

импульса вследствие потери тяги на управле

ние; i i		Αi			— увеличение массы
		т о i		Αi

конструкции ракетного блока.

Рассмотрим управление по тангажу, рысканию и вращению поворотными руле выми двигателями, тяга которых Pp состав ляет небольшую часть общей тяги БР или РН:

Pp ?P.

(8.7.7)

Подвижная масса рулевых существенно меньше массы качающихся основных лей и, соответственно, меньше усилия вижных соединениях, однако, потребные отклонения p существенно больше:

p	M		M	,	(8.7.8)
	Pp xт		?Pxт

соответственно, больше относительные потери тяги на создание управляющего момента:

P			2
p	1	cy p −	p	.
			2
Pp

Кроме того, относительно небольшие ру левые двигатели имеют несколько меньшие удельные импульсы, чем основные, что также приводит к снижению эффективного импуль са ДУ, суммарное снижение которого в ДУ с качающимися рулевыми двигателями выража ется формулой

р д

P

P P

c

р

2

c

c

p

p

p

?

&

p

р )

, (8.7.9)

с

P

P

P

с

2

с

&

)

p

%

(

где cp cp c g0 (pуд р pуд ) — потери, обу словленные разностью удельных импульсов ру

левых и основных двигателей.

Для схемы управления неподвижными газовыми соплами, создающими тягу в на правлении, перпендикулярном продольной оси БР или РН, тяга управляющих газовых со пел не способствует приросту скорости движе ния БР или РН, и затраты топлива на ее созда ние следует рассматривать как причину умень шения эффективного удельного импульса ДУ в целом.

Потребная тяга газовых сопел для соз

дания управляющего				момента		М равна
Pг с M /	относительное снижение сум
марной	ДУ и, соответственно, эффек
тивного удельного импульса составляет
		Pг с		M	.	(8.7.10)

Pxт P

Сучетом низкого удельного импульса га зовых сопел pуд г с сг с / g0 для рассматривае мой схемы исполнительных управляющих ор ганов суммарное снижение эффективного им пульса ДУ по аналогии с (8.7.9) составляет

c

г с

P

P

c

г с

M

c

г с

г с

г с

&1

). (8.7.11)

с

P

P

с

&

с

)

xт P %

(

Таким образом, схема управления с не подвижными газовыми соплами практически не увеличивает конечную массу ступени, но имеет существенно б льшие потери эффектив ного импульса, чем схемы с качанием основ ных и рулевых двигателей.

Существует также схема управления по воротными аэродинамическими рулями с аэродинамическим качеством Kp. Увеличи вая аэродинамическое сопротивление на ве личину Xp, создают необходимый управ

ляющий момент М. Рассматривая отноше ние Xp / P как потери эффективного им

пульса, имеем ca	Mp		M	.
c	P		PKp xт

Возможна схема управления углами тан гажа и рыскания рассогласованием тяги у про тивоположных двигателей: один из них форси руют, а другой дросселируют. При этом сум марная тяга ДУ неизменна, практически неиз менны расход топлива и эффективный удель ный импульс. Управление углом вращения осуществляют небольшими газовыми соплами,

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

916	Глава 8.7. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ

8.7.1. Сравнение потерь эффективного импульса Dc / c и прироста относительной конечной массы DmK / mK ракетной ступени с различными схемами исполнительных органов при одинаковом управляющем моменте

Вариант исполнительного органа

Суммарное снижение удельного

Увеличение относительной

импульса

c / c

конечной массы .K / .K

Качание основных двигателей

1

M

2

(0,3...0,4)

.

&

)

&

)

.K

2 % Pxт

(

Качание рулевых двигателей,

1

M

2

cp

?.

?

Pp

M

&

) ?

(0,3...0,4)

6

&

)

c

.K

P

Pxт

2? % Pxт

(

Неподвижные газовые сопла

M

cг с

&1

)

− 0

&

)

Pxт %

c (

Аэродинамические рули с

M

q

SK

поверхностью Sp и массой qS

PK

p

x

т

.

K

p

M

Рассогласование тяги основных дви

гателей для управления по тангажу

~0

~0

и рысканию. Газовые сопла для

управления по крену

поскольку потребный управляющий момент Mx невелик. Схема управления рассогласова нием тяги двигателей применима в случае многодвигательной силовой установки, она практически свободна от подвижных масс, уз лов качания и потерь, связанных с созданием управляющих моментов.

табл. 8.7.1 для сравнительного анализа значения потерь эффективного им и относительной конечной массы ра

кетных блоков с различными схемами испол нительных органов управления, обеспечиваю щими одинаковый управляющий момент М при суммарной тяге Р ДУ и управляющем пле че xт .

По мере уменьшения потребного управ ляющего момента суммарные потери удель ного импульса ДУ (табл. 8.7.1) пренебрежи мо малы для всех рассмотренных вариантов схем исполнительных органов. Поэтому оп ределение минимально необходимого управ ляющего момента, зависящего от компонов ки БР или РН и принципов управления их движением, — один из вопросов согласова ния характеристик СУ и основных проект ных параметров. Относительно большой по требный управляющий момент может быть обеспечен с приемлемыми потерями полез ной нагрузки схемами либо с рассогласова нием тяги основных двигателей, либо с их

качанием. С уменьшением потребного управ ляющего момента потери полезной нагрузки при качании рулевых двигателей сопостави мы с потерями при управлении рассогласова нием тяги.

Предварительное определение минимально необходимого управляющего момента

Для обеспечения устойчивой стабили зации ЛА по углам тангажа, крена и рыска ния необходимо, чтобы управляющий мо мент по каждому из названных каналов управления превосходил сумму возмущаю щего момента Mв и потребного динамиче ского момента M д , равного произведению момента инерции относительно соответст вующей главной центральной оси на угло вое ускорение <.

Возмущающий момент Mв зависит от случайных отклонений центра масс БР или РН, колебаний жидких компонентов в ба ках, от несимметричного обтекания при движении в атмосфере, а также от неста бильности самой атмосферы, в частности ветрового случайного воздействия, и много го другого. Среди перечисленных возмуще ний определяющим оказывается ветер, дос тигающий на участке движения БР или РН с максимальными скоростными напорами скорости W 100...150 м/с и приводящий к появлению дополнительных углов атаки, за

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

Глава 8.7. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ	917

висящих от величины скорости Σ и наклона траектории ,

w	W	sin .	(8.7.12)
	Σ

Поэтому необходимое условие обеспече ния стабилизации ЛА

M Mв J<

(8.7.13)

может быть рассмотрено для двух предельных случаев.

Случай использования принципа же управления движением БР или РН.

Программное изменение углового положе ния БР или РН осуществляется при этом с малыми угловыми ускорениями J< − 0, а ос новной возмущающий фактор — момент M w , появляющийся вследствие образования дополнительного угла атаки из за ветра. Ус ловие M M w применительно к использо ванию жесткого принципа управления дви жением запишется так:

M ж cn wqS(x д xт ).

(8.7.14)

Поскольку возмущающий момент M w в процессе полета может изменяться вследствие нестабильности ветра по высоте или по време ни, необходимо, чтобы управляющий момент М варьировался соответствующим образом и выполнялось условие M M w .

Дифференцируя равенство (8.7.14) по времени, имеем M ж cn S(x д xт )( wq) или с учетом относительно медленного изменения

кинематических параметров движения ( wq)

d

dW

dH

sin

w

q q

&

W

sin )

q gradW

&

Σ

)

dh dt Σ

dt %

(

sin2 q получаем

M ж cn wqS(x д xт )q sin2 gradW . (8.7.15)

Ветровой сдвиг по высоте gradW в ус ловиях земной атмосферы может достигать 20 м / c км. Условия (8.7.14) и (8.7.15) фор мируют требования к диапазону качания ос новных двигателей и к минимально необхо димой угловой скорости их перемещения, чем определяют управляющий момент M и минимально необходимую скорость его из менения M.

2. Случай использования принципа гиб кого управления движением БР или РН. В це лях уменьшения возмущающего момента M w ,

а вместе с ним и нагружения силовой конст рукции ракетных блоков, БР или РН в интер вале больших скоростных напоров должны летать с нулевыми углами атаки по отноше нию к набегающему потоку.

В рассматриваемом предельном случае условие (8.7.13) выражает потребный управ

ляющий момент в виде M	J w , что следует
из равенства < < при Ν 0.

Таким образом, нестабильность ветрово го воздействия в основном сказывается на по требном управляющем моменте при полете в плотных слоях атмосферы.

Для ракетных блоков ступеней БР и РН, активный полет которых происходит за пре делами атмосферы, ветровые возмущения уже не являются определяющими. Потребный управляющий момент зависит от разброса центровки ступени, случайных отклонений тяги от ЦМ ступени вследствие погрешно стей установки двигателя, технологических погрешностей изготовления собственно ра кетных блоков и пр. В суммарном возмущаю щем моменте заметно возрастает влияние уп ругости конструкции и жидкого наполнения ракетных блоков.

Однако при правильном выборе внутри баковых перегородок, настроек автомата угло вой стабилизации БР или РН увеличение управляющего момента практически не потре буется. Минимально необходимая величина управляющего момента для внеатмосферной ступени может быть определена из типовых технологических погрешностей изготовления и центрирования. Отклонения исполнитель ных органов для создания необходимого управляющего момента на внеатмосферных участках существенно меньше, чем для первой ступени БР или РН, что позволяет разнообра зить схемы управления угловым положением ступеней без заметного снижения массы по

лезной нагрузки (табл

.1).

Согласование характеристик СУ с основ ными проектными параметрами не заканчива ется. Выбором принципа управления движе нием БР или РН, минимально необходимых управляющих моментов по ступеням и схем исполнительных органов, состава бортовых систем измерений с необходимой точностью и алгоритмов их обработки. Для разработки СУ необходимы исходные данные по ракетным блокам и ЛА в целом, так как их состав и зна чения могут влиять на основные характери стики как БР, так и РН.