книги из ГПНТБ / Мнев Е.Н. Теория движения ракет учеб. пособие

Под вектором перегрузки понимают отношение равнодейст­ вующей всех аэродинамических и газодинамических сил, действующих на ракету, к силе веса, т . е .

При анализе управляемого полета ракеты вектор пере­ грузки определяют его проекциями на оси какой-либо системы координат. В соответствии с этим различают

дольная перегрузка характеризует изменение скорости по величине, а нормальные - изменение направления вектора зкорости ( т . е . маневр скоростью).

Выражения для перегрузок в проекциях на оси скоростюй системы координат легко получить из рассмотрения

80

тером траектории полета. Например, при nx*=sind

Величины нормальных перегрузок определяют характер криволинейного полета. Действительно, из выражений

или, используя чыратение (10) для угловой скорости

•dß- , получим

dt

82

Соответственно для маневра в горизонтальной плоскос­ ти будем иметь

Рис.3.3

Из этих формул видно, что величины нормальных пере­ грузок определяют радиус кривизны траектории - с уве­

83

геризувдийся определенным радиусом кривизны ? ,только при условии, что будут созданы необходимые (потребные) нормальные перегрузки. Потребные перегрузки устанав­

кинематики ракеты - например, в процессе анализа мето­ дов наведения.

Оценим возможности ракет по реализации потребных перегрузок. Из формулы (7) видно, что при прочих равных условиях вектор перегрузки п изменится только в том случае, если ракета изменит ориентацию относительно направления движения ее центра масс, т . е . получит новые значения угла атаки оі или угла скольжения ß .

Поворот ракеты относительно центра масс вызывается управляющими моментами, возникающими при отклонениях органов управления. Как известно, в установившемся

ве I (§ 7), можно балансировочные зависимости для осеслмметричных ракет записать в следующем виде:

'Sou?

> (13)

m

грузок брать соотношения, в которых отражается явная зависимость перегрузок от углов поворота органов управ­ ления.

Используя выражения (13), (ТЧ) и имея в виду то, что для осесимметричных ракет

\

ч

получим:

*і7 -

где

S

(16)

Иа основании сказанного можно заключить, что сбалан­ сированные ракеты могут создавать только ограниченные нормальные перегрузки. Величины этих перегрузок, от­ вечающие максимально допустимым отклонениям органов управления, называют р а с п о л а г а е м ы м и перегрузками.

Используя выражения (15), можно для располагаемых перегрузок написать следующие соотношения:

86

I

I

маневренные качества ракеты - ее способность создавать нормальную к траектории силу, управляющую полетом. В этой связи следует иметь в виду, что увеличение степени статической устойчивости приводит к снижению распо­ лагаемой перегрузки и к ухудшению маневренности ракеты.

Таким образом, если потребная перегрузка характери­ зует траекторию полета, то располагаемая перегрузка характеризует свойства ракеты в рассматриваемой точке траектории. Сравнивая потребную перегрузку с распо­ лагаемой, можно установить возможность наведения ракеты на цель.

Поскольку располагаемая перегрузка - это максималь­ но возможная перегрузка сбалансированной ракеты, то в идеальном случае можно было бы осуществить полет по заданной траектории, исходя из условия равенства рас­ полагаемых и потребных перегрузок. Но в реальных ус ­ ловиях необходимо предусматривать некоторый запас нор­

87

На основании формул (18) эти условия могут быть за­ менены следующими соотношениями между углами отклоне­ ния органов управления:

Обязательное выполнение равенств (18) и (19) являет­ ся необходимым условием, которое следует учитывать при проектировании ракеты (например, при выборе размеров

нормальных, так и осевых, следует также учитывать их влияние на работу бортовой аппаратуры, на прочность корпуса и агрегатов ракеты и т . д .

88

i

Глава 17

ДИНАМИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕЮОТЬ РАКЕТ

§ I . Невозмѵшенное и возмущенное движение ракеты

Как уже отмечалось, решение полной системы дифферен­ циальных уравнений, описывающих пространственное дви­ жение ракеты, сопряжено со значительными трудностями даже при использовании цифровых или моделирующих ЭВМ. Поэтому в заключительных параграфах первой главы были рассмотрены некоторые пути упрощения данной задачи. Так, учитывая наличие у ракет плоскости симметрии,дей­ ствительное движение было разделено на два изолирован­ ных - продольное и боковое, что позволило сократить число дифференциальных уравнений и количество неза­ висимых переменных в каждой из полученных систем. Но

ипосле разделения уравнения, описывающие продольное

ибоковое движения, остаются весьма сложными.

дальнейшие упрощения, позволяющие получить достаточ­ но простое, хотя и приближенное аналитическое описание движения ракеты, могут бнть достигнуты за счет л и ­ н е а р и з а ц и и исходных систем уравнений* При этом нелинейные дифференциальные уравнения заменяются линейными дифференциальными уравнениями с постоянными коэффициентами, поддающимися пряному интегрированию в квадратурах.

89