книги из ГПНТБ / Морозов Н.И. Баллистические ракеты стратегического назначения

кальном направлении объясняется рядом обстоятельств. Ранее рассматривалась необходимость в минимальной массе конструкции ракеты. Вертикальный взлет сопро­ вождается осевым нагружением, которое элементы кон­ струкции выдерживают. БРСИ не обладает хорошей по­ перечной жесткостью, поэтому при наклонном старте

Рис. 3.6. Программа движения по углу тангажа

необходимо увеличивать поперечную прочность, что при­ водит к повышению веса конструкции ракеты. При вер­ тикальном старте значительно упрощается пусковое устройство. В зарубежных БРСН тяговооруженность (отношение тяги двигателей к стартовому весу ракеты) составляет 1,35. Поэтому при наклонном, например под 40° к вертикали, старте вертикальная составляющая тяги равна весу ракеты и ракета при запуске будет толь­ ко скользить в сторону наклона, не поднимаясь до тех пор, пока не будет израсходована некоторая часть топли­ ва и вертикальная составляющая тяги не превысит вес ракеты. Кроме того, при вертикальном старте ракета проходит плотные слои атмосферы с небольшими скоро­ стями, в результате чего интенсивность аэродинамиче­ ского нагрева и аэродинамическое сопротивление незна­ чительны. Вертикальный старт более благоприятен с точки зрения управления ракетой в момент старта.

На участке ti—t2 происходит разворот ракеты, кото­ рый может быть произведен под действием нормальной по отношению к вектору скорости силы Ny, являющейся

90

алгебраической суммой составляющей силы тяжести mg'cos 0, подъемной силы У и составляющей тяги Psina.

Постоянно действующая составляющая mg cos 0 обес­ печивает естественный разворот ракеты, при котором про­ дольная ось совпадает с вектором скорости (ф= 0, а = 0).- Подъемная сила Y и составляющая P sin a создаются: искусственно путем отклонения продольной оси ракеты от вектора скорости на угол а. Искусственное осущест­ вление поворота ракеты нежелательно, так как подъем­ ная сила У является поперечной нагрузкой и ее действие обусловливает принятие мер по увеличению поперечной жесткости корпуса ракеты. Кроме того, резко возрастает сила сопротивления корпуса (примерно пропорционально кубу угла атаки). Сила У пропорциональна скоростному напору, поэтому в области максимальных значений q необходимо принимать угол а равным нулю.

Таким образом, разворот ракеты под действием со­ ставляющей силы тяжести (при нулевой подъемной си­ ле) наиболее целесообразен. Однако в начале участка разворота составляющая силы тяжести очень мала, так как угол а близок к 90°. Поэтому на участке 11—12 необ­ ходимо отклонить продольную ось ракеты от вертикали.. Для этого с помощью исполнительных органов системы управления создается отрицательный угол атаки а, от­ считываемый от вектора скорости к продольной оси раке­ ты по часовой стрелке. Ракета под действием составля­ ющей силы тяжести, подъемной силы У и составляющей тяги Р sin а поворачивается в сторону цели. В конце участка 4—12 органы управления возвращаются в нейт­ ральное положение и угол а становится равным нулю.

На участке 4—4 разворот ракеты осуществляется при нулевых углах атаки только за счет составляющей силы тяжести. Здесь имеет место естественный разворот ракеты.

На всем участке 4—tK, иногда называемом участком наведения, должно обеспечиваться постоянство угла <р. Для выполнения этого условия необходимо компенсиро­ вать действие силы тяжести созданием противоположно направленной составляющей тяги Р sin а, что обеспечи­ вается при помощи положительного угла атаки а (угол a отсчитывается от вектора скорости к продольной оси ракеты против часовой стрелки). Участок наведения

91

находится на таких высотах, где плотность воздуха мала и подъемной силой можно пренебречь.

Таким образом, на участке наведения составляющая силы тяжести уравновешивается составляющей силы тяги, возникающей в результате появления положитель­ ного угла атаки.

Управляющие моменты создаются с помощью органов управления. В БРСН органы управления размещены на удалении от центра масс, обычно в хвостовом отсеке. Если будут созданы одновременно две управляющие си­

Рис. 3.7. Управляющие силы для управления по углам тангажа, ры­ скания и крена

скания. При одновременном действии двух управляющих сил Р ф возникнет момент Л4Ф=P J , который будет непре­ рывно поворачивать ракету относительно оси z\ на неко­ торый угол тангажа ср.

При получении хотя бы одной силы Ру момент М-,= = Ру/[ обеспечит непрерывный поворот ракеты относи­ тельно оси Xi на некоторый угол крена у.

Следует отметить, что после исчезновения моментов Л*ф , M v и углы гф, ф и у будут увеличиваться по инер­ ции. Поэтому в системах управления предусматривается специальный контур для устранения поворота ракеты после окончания действия моментов.

Таким образом, для обеспечения управляющих мо­ ментов необходимо создать силы с помощью органов уп-

92

равления. В зависимости от среды, под воздействием ко­ торой создаются управляющие силы, органы управления делятся на аэродинамические (воздушные) и газодина­ мические (газовые).

В БРСН обычно используются газодинамические ор­ ганы управления.

К органам управления предъявляются следующие требования:

—достаточная эффективность действия, под которой понимается величина управляющего момента, приходя­ щаяся на единичный угол отклонения органов управле­ ния;

—минимальные потери тяги двигателя;

—невысокая потребляемая мощность, расходуемая на отклонение органов управления из нейтрального по­ ложения;

—небольшие вес и габариты.

В качестве газодинамических органов управления мо­ гут использоваться (рис. 3.8): газовые рули, поворотные

Рис. 3.8. Газодинамические органы управления БРСН:

а — газовые рули; 6 — поворотная камера; в — поворотное соп­ ло; г — дефлектор; д — поворотный насадок; е — вдув газа

93

камеры сгорания, поворотные сопла, дефлекторы, сопло­ вые насадки; применяется также вдув газов или жидко­

стей в сопло.

Газовые рули сравнительно просты по устройству. Те­ ло рулей изготавливается из графита, так как они рабо­ тают в условиях высоких температур. Рули жестко кре­ пятся к валу, с помощью которого отклоняются в газо­ вом потоке. Размещаются они непосредственно за срезом сопла. Эффективность рулей линейно связана с углом их отклонения. Четырьмя газовыми рулями можно созда­ вать моменты по тангажу, рысканию и крену. К недо­ статкам газовых рулей относят большое лобовое со­ противление, эквивалентное некоторому снижению силы тяги. Кроме того, они имеют недостаточную эрозионную стойкость, особенно в струе РДТТ, несущей твердые ча­ стицы.

В качестве поворотных камер используются камеры как основных, так и специальных рулевых двигателей. Чтобы основная камера служила в качестве поворотной, ее необходимо размещать в специальном подвесе. При наличии двух степеней свободы камера устанавливается в карданном подвесе. Если двигатель однокамерный и камера имеет одну степень свободы, то она способна обеспечить управление по одному углу (каналу) — рыс­ кания или тангажа; если же у камеры две степени сво­ боды, то по двум углам (каналам)— рыскания и тан­ гажа. Если двигатель четырехкамерный и каждая каме­ ра может вращаться относительно одной оси (имеет одну степень свободы), то управление возможно по всем трем углам (каналам). Основные камеры имеют боль­ шую тягу, поэтому для создания необходимых управля­ ющих сил они отклоняются на незначительные углы.

Рулевые двигатели автономны, они могут иметь че­ тыре камеры. Тяга рулевых двигателей значительно меньше основных, поэтому они в процессе управления полетом отклоняются на значительные углы.

Основные поворотные камеры используются на пер­ вой ступени ракеты, рулевые — на второй и третьей сту­ пенях, где они одновременно являются и верньерными (корректирующими) двигателями.

Недостатками поворотных камер является сложность конструкции их крепления, а преимуществом — высокая надежность.

94

Поворотные сопла используются в тех случаях, когда камера сгорания неподвижна. Отклонение газовой струи обеспечивается поворотом части сопла, включающей его критическую и закритическую части. Конструкция пово­ ротных сопел довольно сложна, так как должна быть обеспечена надежная герметизация скользящего соедине­ ния сопла с неподвижной частью камеры. Поворотные сопла применяются в ракетах как с РДТТ, так и с ЖРД.

Дефлекторы представляют собой кольца, размещен­ ные на срезе сопла двигателя. Они могут отклоняться относительно двух взаимно перпендикулярных осей. До­ стоинство дефлекторов состоит в высокой эрозионной стойкости, так как в потоке продуктов сгорания они на­ ходятся не постоянно, а только при отклонениях от нейт­ рального положения. Эффективность действия дефлек­ торов невелика, поэтому они используются в основном на верхних ступенях ракеты.

Сопловые насадки имеют вид цилиндрических труб. Размещенные на выходе сопла, они более эффективны, чем дефлекторы. Недостаток насадков — необходимость сравнительно более мощных приводов.

Управление вдувом продуктов сгорания или жидко­ сти в сопло применяется для ракет с РДТТ и ЖРД. При вдуве газа или жидкости в выходном конусе сопла воз­ никает местный косой скачок уплотнения (только в об­ ласти вдува), в результате чего газовая струя откло­ няется и появляется перпендикулярная к продольной оси составляющая сила тяги и, следовательно, управляющий момент.

Общий недостаток всех органов управления, кроме газоструйных рулей, состоит в том, что при наличии од­ ной камеры или одного сопла невозможно создать уп­ равляющий момент крена. Поэтому необходимо преду­ сматривать дополнительное устройство.

3.3. Возмущенное движение ракеты на активном участке траектории

В реальных условиях полета на активном участке траектории на ракету действует ряд возмущающих фак­ торов. К ним относятся: ветер, погрешности изготовления и монтажа корпуса ракеты и двигателя. Кроме того,

95

ДЛя каждой ракеты имеется определенное отклонение удельной тяги, стартовой массы, высотной добавки к тяге, силы сопротивления воздуха. Рассмотрим влияние этих факторов на движение ракеты.

При наличии ветра изменяются значения составляю­ щих аэродинамической силы. На оси ракеты можно вы­ делить точку Ох (рис. 3.9) пересечения равнодействую­ щей аэродинамических сил с продольной осью ракеты.

Рис. 3.9. Депонте ветра на ракету

Эта точка называется центром давления. Пусть ветер направлен вдоль оси z4. В результате действия ветра на корпус ракеты возникает аэродинамическая сила Zw, приложенная к центру давления Ох. Действие силы Zw можно заменить действием силы Z'w, приложенной в цен­

тре массы ракеты, и возмущающего момента Mw = Zwa. Под действием силы Z ’w центр масс ракеты должен сно­

ситься на некоторое расстояние AZ вдоль оси Zb а под действием момента Mw ракета будет непрерывно пово­ рачиваться относительно оси г/х на угол рыскания ф. В зависимости от направления ветра отклонения в дви­ жении ракеты могут быть различными: момент Mw мо­ жет вызвать появление угла рыскания ф, отклонение Лф от программного угла тангажа ср, возникновение уг­ лов ф и Аф одновременно, а сила Z'w— смещение центра

масс AZ в боковом направлении, смещение Ау по нор­ мали к траектории или смещения Az и Ау одновре­ менно.

Кроме того, при ветре может измениться скорость на­ бегающего потока воздуха, вследствие чего изменится величина скоростного напора. Это приведет к изменению силы сопротивления воздуха и скорости ракеты.

96

Погрешности изготовления и монтажа корпуса ра­ кеты объясняются наличием допусков на выполнение отдельных отсеков, что имеет место при массовом про­ изводстве ракет. Наличие допусков может привести к смещению линии действия тяги от продольной оси на некоторое расстояние и к возникновению угла между этими линиями. Сочетание допусков является случайной

Для примера рассмотрим действия возмущающих сил и моментов в результате перекоса и смещения устано­ вочной базы двигателя относительно продольной оси ра­ кеты (рис. 3.10). В этом случае силу тяги Р можно раз­ ложить на две составляющие Р\ и Р2, причем Pi на­ правлена параллельно оси xi, а Р2 расположена в плос­ кости, перпендикулярной к оси Xi. Составляющую Р2 разложим на силы Р3 и Pv, сила Рз перпендикулярна к продольной оси, а Р4 перпендикулярна к силе Р3.

Под действием составляющей Pi возникает момент Mpt — Р\в относительно центра массы ракеты.

Момент Мр1 повернет ракету на угол ф или Лф либо на ф и Дф одновременно.

Под действием силы Р3 могут появиться углы ф, Дф, смещения Az, Ау или одновременно отклонения ф, Дф,

Az и Ay. Сила P4 создает момент Afp4= P 4c, который за­ ставляет ракету вращаться относительно оси Ху и приво­ дит к появлению угла крена у.

Аналогичным образом можно рассмотреть действие других возмущающих факторов, связанных с погрешно­ стями изготовления и монтажа двигателя.

Таким образом, все указанные возмущающие факто­ ры приводят к уходу ракеты из плоскости полета (на­ личие углов рыскания ф, крена у и линейного смещения Az), изменению высоты полета (смещение Ау и отклоне­ ние угла ср от программного) и к отклонению угла ■&от заданного (наличие Дф).

Рассмотрим факторы, которые могут изменить ско­ рость ракеты на активном участке траектории. Запишем зависимость для скорости ракеты:

= — Руд.п g o M l — Рк) — Vx — Vh — Vg — Vw,

где Руд. п — удельная тяга в пустоте;

Vx — составляющая скорости, определяемая со­ противлением воздуха;

Vh — составляющая скорости, вызванная измене­ нием удельной тяги с изменением высоты;

Vg — составляющая скорости, определяемая на­ личием силы тяжести;

Vw—'изменение скорости, вызванное ветром. Если бы отсутствовали возмущающие факторы, зна­

чение скорости V сохранилось бы постоянным. Однако в действительности имеют место погрешности производст­ ва, а также изменения параметров воздуха и ветер. По­ скольку эти факторы носят случайный характер, величи­ ны отклонений скорости также являются случайными.

Имея в виду, что рк= — , определим случайные от-

щ

клонения скорости АЕК, которые возникают из-за слу­

~ A V x - A V h- A V v .

Допустим, что случайное отклонение АРуд.п<0, т. е. удельная тяга оказалась меньше расчетной, тогда ракета не достигнет заданной скорости и, следовательно, задан­ ной дальности.

93

Если АРУД,п> 0, то скорость в конце активного участ­ ка может оказаться выше заданной.

Аналогичным образом оказывают влияние на ско­ рость и другие случайные отклонения.

Отклонения, приводящие к увеличению скорости, опасности не представляют, так как в момент достиже­ ния'заданной скорости двигатели выключаются. Наибо­ лее опасны такие отклонения, которые вызывают сни­ жение скорости. Следовательно, совокупное действие неблагоприятных случайных отклонений необходимо ком­ пенсировать. Компенсация осуществляется путем увели­ чения топлива на некоторую заранее рассчитанную вели­ чину А тт, которая называется гарантийным запасом топлива.

Гарантийные запасы топлива — это те минимальные сверх расчетных запасы, которые с вероятностью, близ­ кой к единице, обеспечивают выключение двигателя по командам системы управления при возмущенном дви­ жении ракеты.

Гарантийные запасы увеличивают пассивную массу ракеты, поэтому их величину необходимо уменьшать.

Если возмущения отсутствуют, то расчетный запас топлива сгорит в течение времени /0 и гарантийные запа­ сы не будут использованы. При сочетании благоприят­ ных отклонений заданное значение Кк будет достигнуто за время t < t 0 и на борту ракеты дополнительно к гарантий­ ному останется неиспользованной часть основного запаса топлива. Если имеется сочетание неблагоприятных откло­ нений, заданное значение скорости может быть достиг­ нуто при f^>t0 и гарантийные запасы будут полностью или частично использованы.

Таким образом, наличие случайных отклонений, ока­ зывающих влияние на величину скорости в конце актив­ ного участка, рассчитанную для максимальной дально­ сти, вынуждает предусматривать гарантийные запасы топлива. Случайный характер отклонений приводит к тому, что заданная скорость достигается за различное время работы двигателей. В результате этого возникают отклонения параметров хк, ук и ■б’к существенно ухудша­ ющие кучность падения головных частей.

Действие возмущающих факторов во время полета ракеты на активном участке траектории приводит к по­ явлению погрешностей вывода на расчетную баллисти­