Механика полета: от основ до классификации ракет

маршевых двигателей. Для баллистических ракет с ЖРД изменение силы тяги происходит за счет изменения секундного расхода топлива. Ту часть силы ∆P, которую можно использовать для регулирования скорости ракеты принято называть тангенциальной управляющей силой. Нормальная составляющая управляющей силы обеспечивает управление положением ЛА в пространстве (рис. 16). Рассмотрим N ⃗_n: N ⃗_n=P ⃗_n+R ⃗_An так как R ⃗_An=Y ⃗+Z ⃗, то N ⃗_n=P ⃗_n+Y ⃗+Z ⃗. В проекциях на оси координат N ⃗_n=N ⃗_ny+N ⃗_nz, где N ⃗_ny – нормальная управляющая сила, а N ⃗_nz – боковая управляющая сила. Создавая необходимые по величине и направлению тангенциальную, нормальную и боковую управляющие силы можно обеспечить заданную траекторию полета ракеты. Органы управления Управляющие моменты Органы управления – это агрегаты и устройства, создающие управляющие усилия, которые действуют на ЛА и обеспечивают движение по заданной траектории, а также парирование возмущающих сил и моментов, возникающих во время этого движения. Они действуют в соответствии с сигналами, вырабатываемыми системой управления. В большинстве случаев изменение N_ny требует поворота корпуса ракеты относительно ее вектора скорости на некоторый угол (угол атаки, скольжения или крена). Для поворота корпуса к нему необходимо приложить соответствующий момент относительно центра масс. Такой момент называют управляющим моментом. Необходимо отметить – управляющие моменты нужны не только для того, чтобы ЛА двигался по заданной траектории, но и для того, чтобы поддерживать угловую ориентацию ЛА в пространстве (т.е. поддерживать угловую стабилизацию). Необходимость такой поддержки связана с тем, что на ЛА непрерывно действуют различные возмущения. Возмущения могут быть вызваны: – несимметрией ЛА; – эксцентриситетом тяги; – воздействием неспокойной атмосферы. Устройства, которые создают управляющие моменты, необходимые для угловой стабилизации ЛА принято называть органами стабилизации. У баллистических ракет функции органов управления и органов стабилизации могут выполняться одними и теми же устройствами. У ракет-носителей эти устройства разделены. Основные типы органов управления баллистических ракет Основные типы органов управления баллистических ракет приведены на следующих рисунках. 1. Рис.17 Воздушные рули – рули высоты и направления. Просты по устройству, но работают только при атмосферном полете; Управляющая сила на руле зависит от высоты полета (плотности воздуха) и угла отклонения руля. Чтобы получить требуемую управляющую силу на большой высоте необходимо осуществить поворот рулей на большой угол 2. Рис.18 Газовые рули – выполненные из жаропрочного материала профилированные пластины, установленные попарно в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на срезе сопла ракетного двигателя в потоке истекающих из сопла газов. Сила на руле не зависит от высоты полета, но он находится в среде горячих газов 3. Рис.19 Поворотные камеры сгорания (КС) основных двигателей (одна или несколько). КС находятся в карданном подвесе 4. Рис.20 Поворотные сопла основных двигателей (только для РДТТ). 5. Рис.21 Специальные насадки на срезе сопла: сферические, цилиндрические, с косым срезом и т.д. 6. Рис.22 Разрезные сопла (только для РДТТ). 7. Рис.23 Выдвижные щитки, работающие в газовом потоке двигателя перпендикулярно потоку (только для РДТТ) 8. Рис.24 Вдув генераторного газа или впрыск жидкости в сверхзвуковую часть сопла основного двигателя 9. Рис.25 Четырехкамерная двигательная установка является типичной для первых ступеней баллистических ракет с ЖРД. Двигательная установка представляет собой либо связку из 4-х автономных двигателей, либо двигатель с четырьмя камерами сгорания. При этом каждый автономный двигатель (либо каждая КС) могут поворачиваться, чем достигается отклонение вектора тяги двигателя (КС) от параллели к продольной оси ракеты. Возможен вариант, когда многокамерный двигатель работает в режиме форсирования — дросселирования тяги каждого двигателя (КС). 10. Рис.26 Комбинированная ДУ состоит из основного двигателя большой тяги, установленного на ракете неподвижно, и дополнительного двигателя меньшей тяги с отклоняемыми камерами сгорания. Подобные схемы применяют на вторых ступенях ракет с ЖРД. Управляющие моменты могут создавать поворотные или неподвижные управляющие сопла, в которые поступает газ из газогенератора 11. Другие комбинированные органы управления: – Воздушные и газовые рули. – Воздушные рули в паре с основными двигателями, работающими в режиме форсирования – дросселирования Примечание: Все перечисленные органы управления могут создавать управляющие моменты рысканья и тангажа, однако не все из них пригодны для создания момента крена. Если на ракете имеется один поворотный двигатель или если силы создающие момент рысканья и тангажа направлены вдоль продольной оси ракеты, то в этом случае для создания момента крена необходимо применять специальные управляющие двигатели, тяга которых действует в поперечной плоскости ракеты. Величина сил, создаваемых органами управления, зависит от перемещений этих органов (чаще всего угловых) или от секундного расхода топлива, если для создания управляющей силы используется рассогласование тяг основных двигателей. Рассмотрим определение сил и управляющих моментов, создаваемыми органами управления на примере ракеты с четырьмя управляющими двигателями. Положительным отклонения управляющего двигателя будем считать его поворот против часовой стрелки, если смотреть со стороны соответствующей оси. Т.е. на рис.27 положительным отклонением двигателей 2 и 4 будет отклонение вниз, а для двигателей 1 и 3 – отклонение вправо. Будем считать, что тяги всех четырех управляющих двигателей равны по величине. P_y1=P_y2=P_y3=P_y4=P_y Запишем проекции тяги Р управляющих двигателей на оси OX1Y1Z1: P_X1^y=P_y1∙cos⁡〖δ_1+〗 P_y1∙cos⁡〖δ_2+〗 P_y2∙cos⁡〖δ_2+〗 P_y3∙cos⁡〖δ_3+〗 P_y4∙cos⁡〖δ_4 〗=P_y∙(cos⁡〖δ_1+cos⁡〖δ_1+〗 cos⁡〖δ_3+〗 cos⁡〖δ_4 〗 〗 ), P_Y1^y=P_y∙(sin⁡〖δ_2+sin⁡〖δ_4 〗 〗 ), P_Z1^y=P_y∙(sin⁡〖δ_1+sin⁡〖δ_3 〗 〗 ), где δ_1,δ_2,δ_3,δ_4 – соответственно углы отклонения управляющих двигателей 1, 2, 3, 4. Проекции моментов относительно тех же осей координат будут равны (рис. 28): M_X1^y=P_y∙L_y∙(sin⁡〖δ_1-〗 sin⁡〖δ_2-〗 sin⁡〖δ_3+〗 sin⁡〖δ_4 〗 ), M_Y1^y=-P_y∙L_y∙(sin⁡〖δ_1 〗+sin⁡〖δ_3 〗 ), M_Z1^y=-P_y∙L_y∙(sin⁡〖δ_2+〗 sin⁡〖δ_4 〗 ), L_y=X_дв-X_цт, где X_дв – расстояние от носка ракеты до оси вращения управляющего двигателя, X_цт – расстояние от носка ракеты до центра тяжести ракеты. Сила тяги реактивного (ракетного) двигателя Тяга – равнодействующая всех реактивных сил, создаваемых агрегатами двигателя, определяется по формуле: P=m ̇∙W_a+F_a∙(p_a-p_h ), где m ̇ – массовый секундный расход топлива реактивного двигателя; Wa – скорость газовой струи на срезе сопла; Fa – площадь среза сопла; ра – давление на срезе сопла; рh – давление окружающей среды. Первый член данного уравнения характеризует тягу, создаваемую за счет отбрасывания от сопла газов и эта часть – реактивная сила (статическая составляющая). Второй член характеризует тягу, которая определяется разностью давлений на срезе сопла и давления окружающей среды и эта часть – переменная составляющая реактивной тяги (зависит от высоты полета). Реактивный момент Пусть есть ракета с однокамерной двигательной установкой (ДУ) рис.29: а) Если вектор тяги двигателя Р направлена вдоль оси, то реактивный момент отсутствует (рис. 29,а). б) Если вектор тяги (и результирующий вектор тяги для многокамерной ДУ) действует с некоторым эксцентриситетом относительно центра тяжести (рис. 29,б), то в этом случае действует реактивный момент M_р=P∙e. Аэродинамические схемы ЛА Планером называется конструкция, объединяющая корпус, крылья, органы управления и стабилизации в единую аэродинамическую схему. Он предназначен для создания управляющих сил и размещения всей аппаратуры ракеты. Корпус планера обычно цилиндрической формы, за исключением ракеты типа «несущий конус», с конической (сферической) головной частью. Форма корпуса и головной части выбирается в целях получения наименьшей силы лобового сопротивления ракеты при полете. Материалом для корпуса служат легкие прочные металлы и сплавы Аэродинамические поверхности планера служат для создания подъемной и управляющих сил. Подъемная сила, которая возникает при взаимодействии ракеты с воздухом во время ее полета, обеспечивает удержание ЛА в воздухе. Управляющие силы необходимы для изменения направления полета ракеты. Различают подвижные и неподвижные аэродинамические поверхности (АП). Подвижные АП, предназначенные для управления полетом и стабилизацией ЛА, называются рулями, поворотными крыльями. Свои функции они выполняют путем поворота вокруг осей, перпендикулярных продольной оси корпуса ракеты, либо при выдвижении из корпуса на определенное время и в определенной последовательности. Неподвижные АП служат для стабилизации полета ЛА (стабилизаторы) и для создания подъемной силы (несущие крылья, поверхности). По взаимному расположению рулей и неподвижных аэродинамических поверхностей можно выделить следующие аэродинамические схемы ракет (рис.30): — нормальная или обычная; — «утка»; — «бесхвостка»; — «поворотное крыло»; В нормальной схеме рули и стабилизатор располагаются позади крыльев в хвостовой части ракеты. Схема «бесхвостка». Данная схема является разновидностью нормальной схемы. Здесь крылья выполняют одновременно функции крыльев и стабилизаторов и отличаются большей стреловидностью и малым размахом. С целью увеличения подъемной силы в этой схеме увеличена площадь крыльев. При этом рули оказываются расположенными непосредственно за крыльями и связываются с ними конструктивно. В аэродинамической схеме «утка» рули находятся в головной части ракеты (впереди центра масс), а крылья, выполняющие и функцию стабилизатора, расположены в хвостовой части корпуса ракеты. Эта схема удобна с точки зре¬ния компоновки ракеты, так как рулевые машинки могут быть расположены близко к рулям. При такой компоновке ракеты подъемная сила рулей совпадает по направлению с подъемной силой крыльев и корпуса. Однако расположение рулей в носовой части ракеты и возникновение скоса воздушного потока при отклонении рулей приводит к потере подъемной силы на крыльях и возникновению значительных моментов крена. Чтобы избежать «момента косой обдувки» крыльевой блок делается вращающимся вокруг оси ракеты, что позволяет избежать воздействия скоса воздушного потока на них. В схеме «поворотное крыло» подвижные поверхности (поворотные крылья) располагаются в районе центра тяжести и наряду с функцией крыла выполняют функцию рулей, а неподвижные стабилизаторы расположены в хвостовой части корпуса. Принципиально не существует наилучшей аэродинамической схемы. Выбор схемы аэродинамической компоновки определяется требуемыми высотами и дальностями полета ракеты, маневренностью и составом бортовой аппаратуры. Таблица Основные достоинства и недостатки аэродинамических схем Схема планера ДОСТОИНСТВА НЕДОСТАТКИ «Нормальная», «бесхвостка» 1. Низкое лобовое сопротивление. 2. Небольшие мощности и вес приводов рулей. 1. 3апаздывание манёвра УP после отклонения рулей. «Утка» 1. Высокая маневренность ракеты 2. Малая площадь рулей. 1. Вредное воздействие потока воздуха от носовых рулей на стабилизаторы. «Поворотное крыло» 1. Высокие маневренные возможности. 2. Малые углы атаки корпуса. З. Удобство компоновки ракеты. 1. Большая площадь поворотных крыльев, что вызывает рост лобового сопротивления и веса приводов поворота крыльев. Типовые формы корпусов Фюзеляжи самолетов, беспилотных летательных аппаратов, корпуса снарядов и ракет представляют собой длинные тонкие тела вращения, обычно состоящие из конических (параболических, оживальных – контур тела получается вращением дуги окружности вокруг некоторой оси, пересекающей эту дугу) и цилиндрических отсеков. В отличие от крыла, фюзеляж при малых углах атаки почти не создает подъемной силы. Основной составляющей аэродинамической силы для тел вращения является сила лобового сопротивления. В условиях установившегося полета она определяет тягу двигателей, необходимую для поддержания движения ЛА. Следовательно, формы фюзеляжей и корпусов ЛА должны обеспечивать минимальное, при данных размерах, лобовое сопротивление. Сверхзвуковое тело вращения, исходя из конструктивных и аэродинамических соображений, обычно представляют как совокупность трех частей: головной, цилиндрической и кормовой. Головная и кормовая части играют основную роль в образовании сопротивления давления (волнового и донного), а средняя- цилиндрическая часть создает основную долю сопротивления трения. Корпус ЛА простейшей формы имеет головную часть в виде заостренного (притупленного) конуса или параболоида, среднюю – цилиндрическую часть и кормовую – сужающуюся (расширяющуюся) оконечность конической или параболической формы (рис.31 и 32). В более сложных конструкциях могут присутствовать переходные (сплошные или ферменные) отсеки и цилиндрические отсеки разных диаметров. Кроме того наличие хвостового отсека нецилиндрической формы совсем не обязательно. Основными геометрическими характеристиками корпуса ЛА являются следующие параметры: Θк – угол полураствора конуса головной (кормовой) части или угол при вершине параболоида; dм – диаметр миделевого сечения (для конус-цилиндрических тел – диаметр цилиндра); λ=L/d_м – удлинение элемента (отсека) тела. Наиболее распространены головные части и переходные отсеки с прямолинейной образующей в виде конуса. Уравнение такой образующей: r=x tan⁡〖Θ_к 〗. Головные части могут иметь притупление (рис.31). Для конуса со сферическим (касательным) притуплением уравнение прямолинейной части образующей r-r_т=(x-x_т ) tan⁡〖Θ_к 〗, где, x_т=R_т cot⁡〖Θ_к 〗 cos⁡〖Θ_к 〗 r_т=R_т cos⁡〖Θ_к 〗 – продольная координата и радиус места стыка сферического наконечника радиусом R_т с конической поверхностью. Конструктивно-компоновочная схема ракеты Конструктивно-компоновочная схема (ККС) – это чертеж ЛА, содержащий решение принципиальных конструктивных вопросов построения ЛА, учитывающий требования тактико-технического задания (ТТЗ) к комплексу и ЛА как основному элементу комплекса. На ККС, как правило, отражается решение следующих проектных вопросов: выбор внешних обводов; выбор взаимного расположения отсеков и агрегатов (внутренняя компоновка); выбор количества блоков (для ракет-носителей) и способа их соединений — Внешняя компоновка Внешняя компоновка (аэродинамическая компоновка) – процедура выбора внешних обводов (формы) ЛА, определяющих силы аэродинамического сопротивления и непосредственно влияющие на устойчивость и управляемость ЛА. Внутренняя компоновка Внутренняя компоновка – процедура размещения элементов ЛА (полезного груза, топливных баков, двигателей, системы управления, систем жизнеобеспечения и др.) в объёмах, замыкаемых внешними обводами. Конструктивно-компоновочная схема ракеты – совокупность особенностей конструктивного исполнения и взаимного расположения ступеней, агрегатов, отсеков и систем ракеты. ККС ракеты характеризуется рядом свойств и параметров, к числу которых относятся: количество ступеней и способ их соединения и разделения в полете; тип головной части и способ ее отделения; конструктивные схемы двигателей, отдельных отсеков корпуса ракеты, головного обтекателя; формы зарядов твердого топлива (для ракеты с РДТТ); тип органов управления ракеты; схема старта. Выбор основных схемно-конструктивных решений применительно к конкретной ракете проводится с учетом новейших достижений науки и техники в соответствующих областях ракетостроения; технических возможностей производственной базы; располагаемых сроков и средств, отпущенных на разработку. ККС ракеты в совокупности с соответствующими параметрами ракетных топлив и материалов конструкции формирует так называемый технический облик ракеты, определяющий ее боевые возможности, эксплуатационные свойства и технологию производства Так, например, конструктивно-компоновочная схема первой советской межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 (прототипа РН «Союз») – двухступенчатая «пакетная» (с продольным делением ступеней, рис. 33). Основными аргументами в пользу именно такой схемы являлись: запуск всех двигателей в «идеальных» условиях на стартовой позиции, относительная простота проектной оптимизации размеров ступеней, в т.ч. с учетом транспортировки их железнодорожным транспортом. Такая схема путем добавления новых верхних ступеней дает возможность создания целой гаммы ракет-носителей, предназначенных для решения существенно разных задач. Рис. 33 Слева: конструктивно-компоновочная схема первой советской межконтинентальной баллистической ракеты Р-7: 1 – носовой конус с боевой частью; 2, 6 – приборные отсеки; 3 – антенны телеметрической системы; 4 – башмаки силового пояса; 5, 7 – баки окислителя; 8, 9 – баки горючего; 10 – многокамерные маршевые двигатели центрального и боковых блоков; 11 – аэродинамические рули; 12 – рулевые камеры сгорания Справа: МБР Р-7, модернизированная для запуска первого спутника В процессе оптимизации аэродинамической и силовой схемы ракеты Р-7 она приобрела знакомые ныне очертания с центральным блоком (ЦБ) «А», похожим на гигантское «веретено», и четырьмя коническими боковыми блоками «Б», «В», «Г» и «Д». Основные компоненты топлива – керосин Т-1 (горючее) и жидкий кислород (окислитель) – располагались, соответственно, в нижнем и верхнем баках каждого блока. Вспомогательные компоненты — жидкий азот для наддува баков и перекись водорода для привода турбонасосного агрегата (ТНА) – размещались в торовых баках непосредственно над рамой двигателя. Первая ступень (четыре боковых блока) оснащена жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) РД-107 (четыре основные и две рулевые камеры, питаемые общим ТНА на каждом блоке). На второй ступени стоит ЖРД РД-108 (четыре основные и четыре рулевые камеры, питаемые общим ТНА). Передача усилий от боковых блоков на центральный осуществляется через силовой пояс с четырьмя башмаками, в пазы которых входят оголовки «боковушек». Эти четыре силовых узла одновременно служат опорными точками для собранной и установленной на старте ракеты. Внизу, на стыке топливных и двигательных отсеков, имеются поперечные стяжки. При разделении ступеней маршевые двигатели боковых блоков переводятся в режим пониженной тяги, управляющие камеры выключаются, а нижние поперечные стяжки «пакета» разрываются пирозарядами. Тяга двигателей «боковушек» создает момент относительно опорных узлов. «Пакет» раскрывается, блок «А» уходит вперед. Как только сферические оголовки боковых блоков выйдут из башмаков и освободят имеющиеся там электроконтакты, вскрываются сопловые крышки в верхней части «боковушек», и остаточное давление наддува баков кислорода стравливается, создавая при этом небольшую тягу. Боковые блоки разворачиваются и отводятся на безопасное расстояние. Система управления