2.1.5.1.Обеспечение продольной управляемости самолета.. 40

2.1.5.2.Обеспечение путевой (по направлению)

Авиация - широкое понятие, связанное с полетами в атмосфе­ ре аппаратов тяжелее воздуха.

Атмосфера Земли - это газовая (воздушная) среда вокруг Зем­ ли, которая вращается вместе с Землей как единое целое.

Нижней границей атмосферы служит поверхность Земли, верхняя ее граница точно не установлена. Условно за верхнюю границу принимают высоты 2000-3000 км, где плотность воздуха в 16*1017 раз меньше, чем у Земли.

Газовый состав атмосферы: азот (N2) ~ 78 %; кислород (02) ~ ~21%; углекислый газ (С02)~0,03%; аргон (Аг); неон (Ne); гелий (Не); водород (Н).

В слое атмосферы на высоте от 0 до 100-110 км происходит сильное перемешивание газов, поэтому ее состав мало меняется, этот слой называется гомосферой (от греч. homos - равный, одина­ ковый) или турбосферой.

Выше, в гетеросфере (от греч. heteros - другой), химический состав атмосферы изменяется. До высоты 400-600 км сохраняется азотно-кислородный состав атмосферы, однако начиная с высот 110-120 км практически весь кислород находится в атомарном состоянии, появляется также атомарный азот. Далее до высоты около 1600 км в атмосфере преобладает гелий, а с высоты около 3000 км - водород. Так постепенно атмосфера Земли переходит в межзвездный газ, состоящий из водорода (~ 76 мае. %) и гелия (~ 23 мае. %).

Во всем диапазоне увеличения высоты Н уменьшаются плот­ ность рв и давление ръвоздуха. Основная масса воздуха (90 %) со­ средоточена в слое до высоты 30 км.

По характеру изменения с высотой температуры воздуха Гв атмосфера делится на несколько слоев (рис. В.1): тропосфера, стратосфера, мезосфера и термосфера.

[ | Р в.г/м 3

дать «перегрузки», нарушить балансировку, устойчивость, управ­ ляемость. Особенно опасны возникающие на высоте 8-10 км струйные течения, представляющие собой ураганные ветры со ско­ ростью 30-100 км/ч. Для коротковолнового излучения Солнца ат­ мосфера «прозрачна», поэтому основная доля солнечной радиации поглощается поверхностью Земли. В тропосфере воздух нагревает­ ся за счет тепла от поверхности Земли, поэтому с увеличением Н температура воздуха Твснижается (см. рис. В.1).

Стратосфера (-11-55 км). Температура воздуха до высоты 25-30 км почти постоянная и равна -56,5 °С, затем повышается на 1-2 °С на каждый километр и на верхней границе стратосферы становится положительной. На высотах более 10 и до 50 км кисло­ род 0 2, поглощая ультрафиолетовую (УФ) радиацию, диссоцииру­ ет (распадается) на атомарный кислород О, который, взаимодейст­ вуя с 0 2, образует озон Оэ. Максимальная концентрация озона наблюдается на высотах 25-28 км в стратосфере. В слое атмосфе­ ры от 10 до 50 км в значительной степени поглощается УФ часть солнечного спектра, губительная для биологических форм жизни

на Земле. УФ солнечная радиация является главным фактором на­ гревания воздуха в стратосфере (см. рис. В.1).

Мезосфера (-55-85 км), в которой при увеличении //умень­ шается Гв, достигающая на верхней границе -75 °С.

Термосфера (-85-800 км). С увеличением //увеличивается Гв. На высоте 150 км температура воздуха равна 220-240 °С, на высо­ те 200 км температура более 500 °С. Так как плотность воздуха в термосфере очень мала, то высокие температуры не могут вы­ звать нагревание находящегося там тела.

Границы между слоями меняются в зависимости от времени и места и представляют собой переходные слои толщиной от не­ скольких сот метров до нескольких километров. Переходные слои носят названия: тропопауза, стратопауза, мезопауза (см. рис. В.1).

Современная авиация освоила слой атмосферы 0-30 км.

В диапазоне высот от 0 до 1 км наблюдается явление турбу­ лентности атмосферы (беспорядочное изменение Гв и /?в, скорости и направления ветра), что может вызвать «болтанку» летательного аппарата (ЛА).

Космическое пространство представляет собой очень разря­ женную газовую среду, доступную только космическим аппа­ ратам.

Экзосфера - сфера рассеяния расположена выше 800 км и ма­ ло изучена. Температура возрастает до 2000 °С, при этом скорости частиц газов достигают 12 км/с, и некоторая их часть уходит из поля земного притяжения.

4500 км, которые были приняты на вооружение в 1959 и 1961 го­ дах соответственно. Именно принятие в 1959 году на вооружение ракеты Р-12 стало причиной появления нового вида вооруженных сил - ракетные войска стратегического назначения (РВСН).

Опыт создания в КБ М.К. Янгеля РСД Р-12 и Р-14 на высококипящих компонентах ракетного топлива показал возможность разработки на этом же топливе и межконтинентальной баллисти­ ческой ракеты (МБР). Созданная МБР Р-16 (рис. 1.26, б) являлась первой в мире межконтинентальной двухступенчатой ракетой (с последовательным расположением ступеней) с двигателями на высококипящем окислителе (смесь азотного тетраксида и азот­ ной кислоты). Р-16 была принята на вооружение в 1961 году и имела моноблочную головную часть мощностью 5 Мт и макси­ мальную дальность полета 13 000 км.

Создание ракетного щита страны требовало от военных и гражданских специалистов самоотверженности и мужества. Так, при отработке ракеты Р-16 произошло трагическое событие. 24 ок­ тября 1960 года при подготовке первого пуска ракеты в тот момент, когда она в заправленном состоянии находилась на стартовом сто­ ле, прошла несанкционированная команда на запуск двигательной установки второй ступени, следствием чего стало разрушение всей ракеты. Более 100 т самовоспламеняющегося топлива хлынуло на землю. Погибло много ведущих специалистов, присутствовав­ ших на стартовой площадке, в их числе председатель Государст­ венной комиссии по испытанию ракеты Р-16 главнокомандующий РВСН, главный маршал артиллерии М.И. Неделин и главный кон­ структор системы управления Б.М. Коноплев.

Основными недостатками комплексов с ракетами Р-16 были низкая боевая готовность, сложность эксплуатации и недостаточ­ ная живучесть в условиях возможного ядерного нападения. На их

в позиционных районах с одиночными шахтными пусковыми ус­ тановками, разнесенными на такие расстояния (несколько кило­

PC-22 - трехступенчатая твердотопливная ракета с разделяющейся головной частью из десяти ББ, отличалась высокой точностью, за что получила в США название «Скальпель».

В конце 1993 года Россия заявила о создании новой МБР, по­ лучившей в открытой прессе название «Тополь-М».

Этапы развития межконтинентальных баллистических ракет.

Ракетные комплексы первого поколения (см. рис. 1.26, а, б).

Первые МБР (Р-7) удовлетворяли требованиям только по двум по­ казателям - дальности и мощности заряда ББ. Эти ракеты могли находиться на боевом дежурстве не заправленные окислителем (жидкий кислород) на открытых пусковых установках (ПУ) до 30 суток. Для запуска ракеты требовалась длительная (до суток) индивидуальная подготовка к пуску. Ракеты отличались низкой живучестью и точностью попадания в цель.

Следующим этапом в развитии МБР было создание ракет с двигателями, работающими на высококипящем топливе (Р-16). Эти МБР обладали существенно лучшими характеристиками. Отказ от жидкого кислорода, применение полностью автономной инер­ ционной системы управления, размещение ракет в шахтных пус­ ковых установках и т.п. позволили улучшить их характеристики, что повлияло на эффективность боевого применения.

Ракетные комплексы второго поколения (см. рис. 1.26, в, г, д).

Ракетные комплексы второго поколения (ракеты УР-100, Р-36, PC-12) имели следующие особенности:

•применялись ракеты ампульного типа (топливо в баках гер­ метизировалось), благодаря чему ракета могла находиться на БД более одного года;

•проверка систем, подготовка к пуску и автоматический пуск осуществлялись электродистанционно в течение нескольких минут;

•ракета на всех этапах эксплуатации и при пуске размещалась

втранспортно-пусковом контейнере (ТГЖ);

•ракеты размещались в шахтных ПУ, удаленных друг от друга на несколько километров, и это повышало их живучесть.

Ракетные комплексы третьего поколения (см. рис. 1.27, а, б, в).

Особенностями ракетных комплексов третьего поколения (ракеты PC-16, PC-18, РС-20) были:

•разделяющаяся головная часть с прицельным последователь­ ным разведением ББ;

•возможность перенацеливания в короткое время;

•повышенная точность поражения цели.

Ракетные комплексы четвертого поколения (см. рис. 1.27, г, д). Особенностями ракетных комплексов четвертого поколения (ра­ кеты РС-12М, РС-22) были:

•применение твердотопливных ракет (высокая жесткость кон­ струкции);

•мобильность;

•простота и безопасность эксплуатации;

•минимальное время на подготовку к запуску и запуск;

•возможность противоракетного маневра на траектории полета;

•высокая точность попадания в цель.

Ракета «Тополь-М» является дальнейшим концептуальным развитием ракеты РС-12М «Тополь». Для повышения эффективно­ сти управления ракетой на активном участке траектории полета был применен поворотный сопловой блок на эластичном опорном шарнире у двигателей первой и второй ступеней. Так как ракета «Тополь-М» разрабатывалась в период времени, когда США ак­ тивно рекламировали программу создания средств противоракет­ ной обороны космического базирования, то она оснащена защит­ ными оболочками от возможных средств поражения.

Космические ракеты-носители.

Ракета-носитель «Союз», разработанная под руководством С.П. Королева, базировалась на созданной в 1957 году МБР Р-7 и ее модификации Р-7А. Модификациями, наиболее активно ис­ пользуемыми в качестве ракет-носителей космических летательных аппаратов (КЛА), стали: «Восток» (1962 г.), «Восход» (1964 г.), «Молния-М» (1965 г.), «Союз-У» (1973 г.).

Тяжелая ракета-носитель «Протон-К» (рис. 1.28, б). Серия этих ракет-носителей создана в 1968 году на базе МБР УР-500. Имеет трехступенчатую компоновку и может доставить на низкую орбиту груз 20,6 т, а на геостационарную орбиту - 2,3 т. Фирмаразработчик - ОКБ В.Н. Челомея.

Сверхтяжелая универсальная ракета-носитель «Энергия»,

предназначенная для вывода в космос крупногабаритных КЛА на внешней подвеске. С ее помощью на орбиту был выведен мно­ горазовый космический ЛА «Буран».

Ракета-носитель «Ариан» (рис. 1.28, в) является основным космическим транспортным средством стран Западной Европы. Разработана группой европейских космических фирм из Франции, Италии, Германии, Швейцарии, Великобритании. Модификация «Ариан-IV» может доставить на низкую орбиту груз 9,4 т. Отли­ чительной особенностью этой ракеты является модульное по­ строение компоновочной схемы в зависимости от потребной гру­ зоподъемности.

Многоразовые комические системы «Буран - Энергия»

(СССР) (рис. 1.28, г) и «Спейс Шатл» (США) (рис. 1.28, б), пред­ назначенные для вывода в космос многоразовых КЛА, способных самостоятельно возвращаться на Землю, совершая посадку «посамолетному» на специально оборудованные аэродромы.

Ракета-носитель, созданная на базеМБР РС-16 (см. рис. 1.27, а),

осуществляет доставку легких и средних спутников по программе «Морские старты» (США, Украина, Россия) с плавучего космо­ дрома, находящегося на экваторе. Запуск ракеты-носителя с эква­ тора является наиболее выгодным с точки зрения массы выводи­ мой в космос полезной нагрузки, так как центробежная сила Земли имеет наибольшую величину на экваторе.

На базе ракеты РС-12М созданы космические комплексы «Старт-1» и «Старт», способные выводить легкие и средние спутники на околоземные орбиты с мобильной ПУ.

2.ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ

2.1.Основы теории полета и управления ЛА 2.1.1. Аэродинамические силы

Аэродинамика - это раздел механики сплошных сред, изу­ чающий особенности движения жидкостей и газов, а также меха­ ническое и тепловое взаимодействие между жидкостью или газом и движущимися в них телами.

Полет самолета возможен вследствие создания на крыле

подъемной силы (ПС) У- Несимметричный профиль крыла (профиль Жуковского)

(рис. 2.1) способен создать силу Упри нулевом и небольшом отри­ цательном угле атаки а (угол между вектором скорости V набе­ гающего потока воздуха и хордой профиля).

В неразрывном воздушном потоке струйки, обтекающие ниж­ нюю и верхнюю поверхности профиля, должны одновременно со­ единиться на задней кромке. Но так как путь вдоль верхней (вы­ пуклой) поверхности больше, то скорость движения струйки больше.

Так как скорость V2 над профилем больше, чем скорость V\ под профилем, то в соответствии с уравнением Бернулли p j ’р г ~ {V2/V] )г давление р2 над профилем должно быть меньше, чем давление р х под профилем. Следовательно, на профиле обра­ зуется перепад давлений, направленный вверх. Полная аэродина-

мическая сила (равнодействующая аэродинамических сил) R при­ кладывается в точке ЦЦ (центр давления).

При разложении силы R по осям можно получить подъемную силу У, направленную вверх и силу аэродинамического сопротив­ ления X,, направленную против движения ЛА (см. рис. 2.1).

Величина аэродинамической силы R крыла единичной площа­ ди при фиксированном угле атаки профиля а зависит от скорости полета V, плотности воздуха и состояния поверхности крыла.

При увеличении отношения Y/X—K, называемого аэродина­ мическим качеством, уменьшается скорость и величина аэродина­ мического сопротивления, при которой величина подъемной силы Убудет равна весу ЛА GJIA, следовательно, уменьшается мощность

Так как вклад в величину силы аэродинамического сопротив­ ления X вносят и силы поверхностного трения, то для повышения К необходимо уменьшать углы обтекания, что достигается умень­ шением площади сечения миделя Fu (максимальная площадь по­ перечного сечения крыла), и площадь обтекания S, а также повы­ шать качество поверхности обтекания.

Аэродинамика занимается поиском схем и форм ЛА с мини­ мальным аэродинамическим сопротивлением и максимальной подъемной силой, т.е. максимальным аэродинамическим качест­ вом АТ.

При увеличении скорости полета V на несимметричном про­ филе начинается срыв потока с образованием зоны турбулентного

течения. Это приводит к падению подъемной силы Y и росту силы аэродинамического сопротивления X, следовательно, снижению аэродинамического качества К.

Отодвинуть начало срыва в область более вы­ соких скоростей полета можно за счет применения симметричных профилей, способных создавать подъ­ емную силу только при по­

Рис. 2.3. Симметричный профиль ложительных углах атаки (а > 0) (рис. 2.3).

Величина аэродинамической силы определяется по формуле

где cR - коэффициент аэродинамической силы;

pV2 =q - скоростной напор, учитывающий влияние плотно­

сти воздуха и скорости потока;

S - площадь Миделя (наибольшее поперечное сечение тела, перпендикулярное потоку).

где cY - коэффициент подъемной силы. Величина аэродинамического сопротивления

где сх - коэффициент силы аэродинамического сопротивления.

2.1.2. Аэродинамические характеристики крыла

Величины коэффициентов cYи сх зависят от профиля и фор­ мы крыла, качества поверхности обшивки, параметров газового потока (скорости и плотности), угла атаки а и определяются экс­ периментально.

равна значению коэффициента этой силы cR,, а тангенс угла наклона этого отрезка к горизонтальной оси равен аэродина­ мическому качеству К. Максимальное значение Ктях для данного угла атаки достигается в точке касания с полярой указанного от­ резка. Поляра характеризует аэродинамическое совершенство крыла или ЛА в целом.

Методика определения аэродинамических коэффициентов. При движении тела в неподвижном воздухе возникает сила сопро­ тивления, которая зависит от скорости перемещения тела относи­ тельно воздуха.

Если закрепить тело неподвижно и направить на него поток воздуха, сохранив относительную скорость, то сила сопротивления будет та же. Такой прием называется обращением движения. Сле­ довательно, принцип обратимости состоит в том, что величина, направление и точка приложения аэродинамических сил не зави­ сит от того, обтекается тело потоком воздуха или движется в не­ подвижном воздухе.

Принцип обратимости дает возможность проводить аэродина­ мические исследования в лабораторных условиях, когда тело не­ подвижно закреплено в аэродинамической трубе, а воздушный по­ ток, создаваемый вентилятором, обтекает тело с необходимой скоростью. Это значительно упрощает измерение величины аэро­ динамических сил и моментов. Однако проведение аэродинамиче­ ских экспериментов на натурных летательных аппаратах сопряже­ но со значительными трудностями, поэтому эксперименты по определению аэродинамических сил часто проводят на моделях. Для того чтобы результаты (аэродинамические силы и моменты), полученные для модели, можно было пересчитать на натурный объект, необходимо обеспечить геометрическое, кинематическое

идинамическое подобие модели натурному объекту.

Врезультате проведения эксперимента определяют силы X

иУ, действующие на модель при скорости потока V, плотности р

иразличных углах атаки а. Значения коэффициентов сх и су рас­ считывают при обработке результатов по формулам: