1410

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 многоразовый 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. Отличительной особенностью этой ракеты является модульное построение компоновочной схемы в зависимости от потребной грузоподъемности.

Многоразовые комические системы «Буран – Энергия»

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

Ракета-носитель, созданнаянабазеМБРРС-16 (см. рис. 1.27, а),

осуществляет доставку легких и средних спутников по программе «Морские старты» (США, Украина, Россия) с плавучего космодрома, находящегося на экваторе. Запуск ракеты-носителя с экватора является наиболее выгодным с точки зрения массы выводимой 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.

31

2.ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ

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

Аэродинамика – это раздел механики сплошных сред, изучающий особенности движения жидкостей и газов, а также механическое и тепловое взаимодействие между жидкостью или газом и движущимися в них телами.

Полет самолета возможен вследствие создания на крыле подъемной силы (ПС) Y.

Несимметричный профиль крыла (профиль Жуковского) (рис. 2.1) способен создать силу Y при нулевом и небольшом отри-

цательном угле атаки α (угол между вектором скорости V набегающего потока воздуха и хордой профиля).

Рис. 2.1. Аэродинамические силы

В неразрывном воздушном потоке струйки, обтекающие нижнюю и верхнюю поверхности профиля, должны одновременно соединиться на задней кромке. Но так как путь вдоль верхней (выпуклой) поверхности больше, то скорость движения струйки больше.

чем давление р1 под профилем. Следовательно, на профиле образуется перепад давлений, направленный вверх. Полная аэродина-

32

мическая сила (равнодействующая аэродинамических сил) R прикладывается в точке ЦД (центр давления).

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

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

При увеличении отношения Y/X = K, называемого аэродинамическим качеством, уменьшается скорость и величина аэродинамического сопротивления, при которой величина подъемной силы Y будет равна весу ЛА GЛА, следовательно, уменьшается мощность двигателя, потребная для полета.

С помощью K оценивают аэродинамическое совершенство профиля и ЛА в целом. Для увеличения K, что особенно акту-

ально для планеров и легких самолетов, создают

выпукло-вогнутые профили Рис. 2.2. Аэродинамические профили

(рис. 2.2).

Так как вклад в величину силы аэродинамического сопротивления Х вносят и силы поверхностного трения, то для повышения K необходимо уменьшать углы обтекания, что достигается уменьшением площади сечения миделя Fм (максимальная площадь поперечного сечения крыла), и площадь обтекания S, а также повышать качество поверхности обтекания.

Аэродинамика занимается поиском схем и форм ЛА с минимальным аэродинамическим сопротивлением и максимальной подъемной силой, т.е. максимальным аэродинамическим качеством K.

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

33

течения. Это приводит к падению подъемной силы Y и росту силы Х, следовательно, снижению

где cХ – коэффициент силы аэродинамического сопротивления.

2.1.2. Аэродинамические характеристики крыла

Величины коэффициентов сY и сХ зависят от профиля и формы крыла, качества поверхности обшивки, параметров газового потока (скорости и плотности), угла атаки α и определяются экспериментально.

34

вектора равна значению коэффициента этой силы cR, а тангенс угла наклона этого отрезка к горизонтальной оси равен аэродинамическому качеству K. Максимальное значение Kmax для данного угла атаки достигается в точке касания с полярой указанного отрезка. Поляра характеризует аэродинамическое совершенство крыла или ЛА в целом.

Методика определения аэродинамических коэффициентов.

При движении тела в неподвижном воздухе возникает сила сопротивления, которая зависит от скорости перемещения тела относительно 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. Следовательно, принцип обратимости состоит в том, что величина, направление и точка приложения аэродинамических сил не зависит от того, обтекается тело потоком воздуха или движется в неподвижном воздухе.

Принцип обратимости дает возможность проводить аэродинамические исследования в лабораторных условиях, когда тело неподвижно закреплено в аэродинамической трубе, а воздушный поток, создаваемый вентилятором, обтекает тело с необходимой скоростью. Это значительно упрощает измерение величины аэродинамических сил и моментов. Однако проведение аэродинамических экспериментов на натурных летательных аппаратах сопряжено 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 Х

иY, действующие на модель при скорости потока V, плотности ρ

иразличных углах атаки α. Значения коэффициентов сХ и сY рассчитывают при обработке результатов по формулам:

36

У современных самолетов аэродинамическое качествоK > 20.

2.1.3. Равновесие самолета

Самолет в полете может совершать вращательные движения вокруг продольной Х, поперечной Z, вертикальной Y осей, проходящих через центр масс (ЦМ) под действием моментов от аэродинамических сил, создаваемых его частями при обтекании потоком воздуха со скоростью V (рис. 2.7).

Рис. 2.7. Оси вращения самолета

Вращение самолета вызывают момент крена (или поперечный) Мх, момент рыскания (или путевой) Мy, момент тангажа (или продольный) Мz (см. рис. 2.7).

Равновесным называется такое состояние самолета, при котором все силы и моменты, действующие на него, взаимно уравновешены, и самолет совершает равномерное прямолинейное движение. Режимы горизонтального полета, набора высоты, планирования самолет выполняет в состоянии равновесия.

При изучении движения самолета мы условно считаем, что все силы, действующие на самолет, приложены в его центре масс.

37

В действительности же в центре масс приложена только сила веса самолета. Все остальные силы создают относительно центра масс моменты. Равновесие самолета обеспечивается, если моменты взаимно уравновешены.

Равновесие может быть нарушено вследствие воздействия пилота на органы управления или каких-то других причин. Опасность представляют собой моменты, возникающие по причинам, не зависящим от воли пилота, которые принято называть «случайными». К ним относятся нарушения режимов работы двигателей или их отказ в полете, обледенение самолета, полет в неспокойном воздухе и т.п.

Причиной нарушения равновесия самолета может стать спутный поток впереди летящего самолета. Спутный поток создается концевыми вихрями крыла, стекающим с крыла и фюзеляжа пограничным слоем и реактивной струей двигателя. Воздействие спутного потока может быть настолько сильным, что органы управления не в состоянии будут его парировать.

2.1.4. Устойчивость самолета

Под устойчивостью самолета понимают его способность самостоятельно (без вмешательства пилота) восстанавливать случайно нарушенное равновесие. Если самолет устойчив, то при случайном нарушении равновесия появится момент, возвращающий самолет в прежнее состояние. Такой момент называется стабилизирующим.

Если самолет неустойчив, то случайное нарушение равновесия вызовет появление момента, еще более его нарушающего. Такой момент называется дестабилизирующим.

При нарушении продольного равновесия самолета (например, вертикальный порыв ветра) угол атаки изменяется на величину Δα и вызывает изменение подъемной силы самолета на величину Yα,

Yα называется фокусом F самолета (рис. 2.8).

38

Рис. 2.8. Обеспечение продольной устойчивости самолета

Если фокус находится позади центра масс, то при случайном изменении угла атаки появляется стабилизирующий момент Мz = Yα f, возвращающий самолет на заданный угол атаки (см. рис. 2.8), т.е. самолет проявляет продольную устойчивость. Если же фокус находится впереди центра масс, то при случайном изменении угла атаки появляется дестабилизирующий момент Мz и самолет еще больше увеличивает угол атаки, т.е. проявляет продольную неустойчивость. Следовательно, для обеспечения продольной устойчивости центр масс должен находиться впереди фокуса самолета. Для смещения фокуса назад, за центр масс, у самолетов нормальной схемы применяется горизонтальное оперение, которое является органом продольной устойчивости самолета.

Чрезмерная статическая устойчивость, определяемая величи-

ствует управляющим воздействиям пилота с помощью органов управления. Поэтому у современных маневренных самолетов военного назначения для лучшей управляемости фокус может совпадать с центром масс или даже находиться впереди него. Продольная устойчивость в этом случае обеспечивается системой автоматического управления, осуществляющей компенсирующее воздействие на органы управления самолетом при случайном нарушении равновесия.

39

2.1.5. Управление самолетом в полете

Управляемостью называется способность самолета реагировать на отклонение рулей, т.е. изменять режим полета по воле пилота.

Статическая управляемость – способность самолета под действием рулей уравновешиваться для восстановления исходного режима полета. Динамическая управляемость – способность самолета под действием рулей нарушать равновесие для изменения режима полета или выполнения маневра.

При отклонении рулей создаются управляющие моменты, которые, преодолевая сопротивление инерционных и стабилизирующих моментов, вращают самолет вокруг продольной, поперечной и вертикальной осей. В соответствии с этим осуществляется продольная, поперечная и путевая управляемость.

2.1.5.1. Обеспечение продольной управляемости самолета

Продольная управляемость – это способность самолета изменять угол атаки по воле пилота. Органом продольной управляемости самолета является руль высоты.

Продольное управление самолетом называют управлением по тангажу. Угол тангажа Θ – это угол между строительной (продольной) осью самолета и плоскостью горизонта. В установившемся горизонтальном полете угол тангажа равен углу атаки (Θ = α).

Для увеличения угла атаки α руль высоты (РВ) отклоняется вверх, а для его уменьшения – вниз. Отклонение руля высоты изменяет характер обтекания горизонтального оперения и вызывает появление силы FРВ, которая создает управляющий момент МРВ = FРВLГО, вращающий самолет вокруг поперечной оси

(рис. 2.9).

Изменение угла атаки создает приложенное в фокусе приращение подъемной силы самолета Y и стабилизирующий момент Мz и продолжается до тех пор, пока сумма продольных моментов, действующих на самолет, не станет равной нулю. Угол атаки,

40