
книги из ГПНТБ / Лебедев А.А. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов учеб. пособие
.pdfнейтрального положения, то обгорание его незначительно. Шар нирные моменты дефлекторов малы.
Однако по сравнению с газовыми рулями дефлекторы обла дают менушей эффективностью. Кроме того, зависимость управ ляющего момента от угла отклонения дефлектора имеет нели нейный характер.
Разновидностью дефлекторов являются сопловые насадки. Они более эффективны, но при отклонении таких насадков воз никают большие шарнирные моменты.
Качающиеся двигатели. Этот способ создания управляющих моментов с успехом может применяться для летательных аппа ратов с Ж РД, камера которых устанавливается на карданном подвесе. При отклонении камеры в какой-либо плоскости вместе с ней отклоняется газовая струя и вектор силы тяги.
Качающиеся сопла. Отклонение газовой струи при неподвиж ной камере двигателя может быть достигнуто отклонением сопла или его части. В этом варианте требуется надежная герметиза ция соединения подвижной и неподвижной частей сопла, рабо тающего в условиях высоких давлений и температур.
Вдув или впрыск в сопло. Путем вдува газа или впрыска жидкости внутрь сопла через его боковую стенку также можно добиться отклонения газовой струи и возникновения управляю щего момента. Достоинством такого способа является отсутст вие подвижных элементов двигателя или его сопла.
Общий недостаток дефлекторов, сопловых насадков, качаю щихся сопел и камер — это невозможность создания управляю щих моментов крена при наличии одного сопла или одной каме ры. Кроме того, все рассмотренные выше устройства, включая и газовые рули, действуют только при работающем двигателе. При пассивном же полете действие этих органов управления прекращается.
Струйное управление. Указанных выше недостатков лишены так называемые системы струйного управления. В этом случае
управляющие моменты относительно всех трех |
осей создаются |
||
с помощью нескольких вспомогательных |
сопел |
(струйных |
ру |
лей), максимально удаленных от центра |
масс. |
Струйные |
рули |
работают в импульсном режиме, хотя в принципе можно обес печить и непрерывный режим их работы.
5.4.ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ СХЕМ С ПЛОСКИМ
ИПРОСТРАНСТВЕННЫМ РАСПОЛОЖЕНИЕМ КРЫЛЬЕВ
Летательные аппараты традиционно сложившейся самолет ной или двухкрылой схемы имеют два крыла, плоскости кото рых параллельны плоскости XiOzi или составляют с ней неболь шой угол, называемый углом поперечной Ѵ-образности.
При такой схеме маневр в вертикальной плоскости обычно выполняется путем изменения угла атаки корпуса а, от которо
51
го зависит величина подъемной силы аппарата. Управляющие моменты, необходимые для изменения угла атаки, создаются рулями высоты. Значительно реже для той же цели применяют поворотные крылья, которые являются одновременно и устрой ствами для создания подъемной силы и органами управления..
Боковой маневр может быть выполнен двумя способами. |
силы |
|||||||||
1. |
Плоский |
разворот с использованием |
боковой |
|||||||
(рис. 1.20, а). Эта |
сила создается |
корпусом |
и |
вертикальным |
||||||
|
|
|
|
оперением при наличии |
||||||
|
|
|
|
угла |
скольжения |
ß. |
||||
|
|
|
|
Угол |
ß |
регулируется |
||||
|
|
|
|
путем |
отклонения |
ру |
||||
|
|
|
|
лей направления. |
|
|||||
|
|
|
|
2. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ный разворот с исполь |
||||||
|
|
|
|
зованием |
|
подъемной |
||||
|
|
|
|
силы |
Y. Для |
|
выполне |
|||
|
|
|
|
ния такого |
разворота |
|||||
|
|
|
|
надо |
накренить |
лета |
||||
|
|
|
|
тельный аппарат на не |
||||||
|
|
|
|
который |
угол |
у |
(рис.. |
|||
|
|
|
|
1.20, б) с помощью эле |
||||||
|
|
|
|
ронов |
и |
одновременно' |
||||
|
|
|
|
придать |
ему |
нужный: |
||||
|
|
|
|
угол атаки а с по |
||||||
|
|
|
|
мощью рулей |
высоты.. |
|||||
|
|
|
|
Координируя |
|
соответ |
||||
Рис. 1.20. Схема плоского (а) и координиро |
ствующим образом |
от |
||||||||
ванного (б) разворотов двухкрылого летатель |
клонение |
элеронов |
и |
|||||||
|
ного аппарата |
|
рулей |
высоты, |
можно |
|||||
|
|
|
|
добиться желаемых на |
||||||
правления и величины управляющей силы Y. В этом случае рули |
||||||||||
направления служат только для стабилизации снаряда относи |
||||||||||
тельно |
оси Оу 1. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
С точки зрения простоты работы системы управления пред |
||||||||||
почтителен плоский |
разворот. Но |
маневренность |
в |
плоскости |
X\Oz\ при этом очень мала, так как корпус и вертикальное опе рение не могут создать значительной боковой силы. К этому на до добавить, что для создания положительного угла ß приходит ся отклонять рули направления (расположенные в хвостовой части летательного аппарата) на отрицательный угол 6Н, вслед ствие чего боковая сила рулей вычитается из общей боковой силы.
При наведении аппарата на точечные цели, в особенности быстродвижущиеся (например на самолет), необходимо приме нять координированный разворот, хотя такой способ разворота усложняет работу системы управления.
52
При плоском расположении крыльев применяются различ ные схемы оперения (рис. 1.21). Наибольшее распространение получили варианты а, б и в, в которых имеется горизонтальное и вертикальное оперения. Горизонтальное оперение может на ходиться как в кормовой, так и в носовой части корпуса, а вер тикальное — только в кормовой части, так как в противном слу чае летательный аппарат не будет обладать статической устой чивостью пути.
д)
Рис. 1.21. Различные варианты оперения, применяемые при плоском расположении крыльев
Для маневренных управляемых снарядов чаще всего приме няются схемы с крестообразными крыльями, расположенными во взаимно перпендикулярных плоскостях. В зависимости от поперечной ориентировки можно различать плюс- и иксообразные схемы.
Оценим величину подъемной силы таких летательных аппа ратов. Очевидно, что если к аппарату с горизонтально располо женными крыльями добавить аналогичную вертикальную пару крыльев, то подъемная сила от этого не изменится, независимо от того, вызвана ли она наличием угла атаки корпуса а или поворотом крыльев на угол б. Другими словами, можно на писать
Здесь индекс «+ » относится к плюсообразной схеме. Рассмотрим теперь иксобразную схему и сравним ее с само
летной схемой. Отклонение корпуса на некоторый угол атаки а в вертикальной (биссекторной) плоскости ңожно представить
как геометрическую |
сумму отклонений |
корпуса в |
плоскостях |
первой и второй пар |
крыльев на углы |
— —. Если |
обозначить |
|
|
V 2 |
а через У (а)> |
подъемную силу самолетной схемы при угле атаки |
53-
то как первая, так и вторая пары крыльев создадут подъемные
силы У(<,)/у 2, а их равнодействующая по-прежнему |
будет рав |
|
на У(К) (рис. 1.22, а). |
- |
|
Таким образом, и при Х-образной ориентировке крыльев |
||
справедливо равенство |
|
|
Можно аналогичным способом |
доказать, что |
не только |
при -г-образной или Х-образной ориентировке крестообразных крыльев, но и при любой промежуточной ориентировке их про
изводная Су остается неизменной и равной сі аналогичной двухкрылой схемы. Следовательно, в каком бы направлении
Рис. 1.22. К определению подъемной силы летательного аппарата с Х-образными крыльями:
а — п р и а # 0; б — п р и 6 ф 0
мы ни отклоняли продольную ось корпуса (на один и тот же угол), величина нормальной силы будет одинаковой. Учитывая это свойство, схемы с крестообразным расположением крыльев часто называют аэродинамически осесимметричными схе мами *.
Иная картина возникает, если подъемная сила создается путем поворота крыльев относительно корпуса на угол б.
Обозначим подъемную силу двухкрылой схемы через У<5).
В случае Х-образной схемы для создания силы в |
биссекторной |
|||||
плоскости |
необходимо |
отклонить |
обе |
пары |
крыльев |
|
(рис. 1.22, |
б). Каждая из |
них создаст |
подъемную |
силу |
У,(8), а |
* При больших углах атаки свойство аэродинамической осесимметрии крестокрылых летательных аппаратов исчезает вследствие нелинейного харак тера зависимости су(а).
54
равнодействующая этих сил будет равна Y (s)~l/2 . Другими сло вами
4 х= 4 +Ѵ 2 = 4 Ѵ 2 ,
т. е. подъемная сила поворотных крыльев (или рулей) в биссек торной плоскости на 40% больше, чем в плоскостях той или иной пары крыльев (рулей).
При крестообразной схеме летательного аппарата приме няется, как правило, плоский разворот (без крена), благодаря чему быстродействие аппарата несколько повышается, а систе ма управления получается более простой.
Для некоторых типов летательных аппаратов (например, уп равляемых авиационных бомб и торпед) потребная маневрен ность в вертикальной плоскости больше, чем в горизонтальной. В этих случаях могут применяться схемы расположения крыль ев, показанные на рис. J.23: иксобразная схема с углом \|)<45° и схемы с разнесенными вертикальными крыльями.
а) |
О . |
Рис. 1.23. Схемы с Х-образным (а) и Н-образным (б) расположе нием крыльев
Известны также летательные аппараты с кольцевыми несу щими поверхностями.
5.5. ВЗАИМНОЕ РАСПОЛОЖЕНИЕ ПОДВИЖНЫХ И НЕПОДВИЖНЫХ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ
Важным признаком, характеризующим аэродинамическую схему летательного аппарата, является расположение подвиж ных несущих поверхностей (органов управления) относительно неподвижных поверхностей и центра масс. Как уже упомина лось, по этому признаку различают четыре варианта: обычная схема, схемы «бесхвостка», «утка» и схема с поворотными крыльями.
Обычная схема (рис. 1.24). В этой схеме органы продольного управления находятся в кормовой части корпуса, позади центра масс. Отличительная особенность обычной схемы состоит в том, что для создания положительного угла атаки а требуется откло нить рули на отрицательный угол б.
Схема «бесхвостка» (рис. 1.25). Стремление увеличить пло щадь крыльев и в то же время сохранить небольшой размах их
55
приводит к сильному возрастанию бортовой хорды крыльев. В этом случае рули примыкают вплотную (или почти вплотную) к задней кромке крыльев и могут быть связаны с ними конст руктивно. Такая схема получила название «бесхвостка», по скольку самостоятельное хвостовое оперение в ней отсутствует. «Бесхвостка» является разновидностью обычной схемы.
Рис. 1.24. Летательный аппарат |
Рис. 1.25. Летательный аппарат |
обычной схемы |
схемы «бесхвостка» |
Схема «утка» (рис. 1.26). В этой схеме рули высоты нахо дятся в носовой части корпуса, впереди центра масс. Рули на правления при крестообразном расположении крыльев также расположены спереди, а при плоском расположении крыльев —• сзади.
Отличие схемы «утка» от рассмотренных выше схем состоит в том, что для создания положительного угла атаки требуется отклонить рули на положительный угол.
Рис. |
1.26. Летательный |
аппарат |
Рис. 1.27. Летательный аппарат с по- |
|
схемы «утка»: |
крыльями; |
коротными крыльями |
а — с крестообразными |
|
||
б — с |
плоским расположением |
|
|
|
крыльев |
|
|
Схема с поворотными крыльями (рис. 1.27). Если в схеме «утка» постепенно увеличивать площадь рулей и перемещать их назад, одновременно уменьшив и сдвинув назад неподвиж ные несущие поверхности, то в конце концов можно прийти к схеме с поворотными крыльями. В этой схеме крылья располо жены вблизи центра масс аппарата и выполняют одновременно функции органов управления; неподвижные же несущие поверх ности служат в качестве стабилизаторов.
Таким образом, схема с поворотными крыльями является разновидностью «утки», хотя и имеет специфические особен ности.
56
В отличие от рассмотренных ранее схем, в которых для со здания подъемной силы требовалось повернуть весь аппарат на угол атаки а, в схеме с поворотными крыльями в принципе можно обойтись и без углов атаки, так как подъемная сила воз никает непосредственно в результате поворота крыльев относи тельно корпуса. Такой способ создания подъемной силы заметно улучшает динамические свойства летательного аппарата.
§6. ВОЗМУЩАЮЩИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ
Вреальном полете на летательный аппарат всегда дейст вуют возмущающие силы и моменты, обусловленные различны ми факторами.
При составлении математической модели полета и ее иссле
довании невозможно учесть все эти возмущающие |
факторы. |
В зависимости от конкретных условий приходится |
учитывать |
лишь те из них, которые существенно влияют на решение дан ной задачи. Поэтому здесь ограничимся кратким обзором основ
ных групп возмущающих факторов, перенеся более |
детальное- |
их рассмотрение в соответствующие разделы книги. |
параметров |
Такие возмущающие факторы, как отклонения |
(веса аппарата, силы тяги двигателей, секундного расхода топ лива и др.) от номинальных значений, обусловлены главным об разом производственными погрешностями при изготовлении и сборке элементов и агрегатов, комплектующих аппарат, и раз бросом характеристик топлива. Эти отклонения и такие произ водственные погрешности, как эксцентриситет тяги основного двигателя, несимметрия аппарата, перекос корпуса и т. п., вы зывают появление случайных возмущающих сил (сил тяжести, реактивных и аэродинамических) и их моментов.
Атмосфера является другим источником возмущений. Откло нения параметров атмосферы от стандартных значений приво дят к появлению возмущающих аэродинамических сил и момен тов и к отклонению тяги от номинальной величины. Ветровые воздействия также вызывают возмущения аэродинамических сил и моментов. Атмосферные .возмущения представляют собой случайный процесс и описываются случайными функциями.
Все эти возмущающие силы и моменты приложены непосред ственно к летательному аппарату. Кроме них, всегда действуют возмущающие силы и моменты, возникающие в результате раз личных ошибок в отклонении органов управления. Обычные источники таких возмущающих воздействий — это шумы, по грешности в работе аппаратуры и отклонения параметров ап паратуры от их номинальных значений, приводящие к различ ным ложным сигналам в элементах системы управления и со ответственно к ложным отклонениям органов управления. В результате появляются возмущающие силы и моменты, кото рые являются, вообще говоря, случайными величинами.
57
Очень важным возмущающим воздействием (с точки зрения влияния на точность управления) являются шумы, поступающие на входы устройств измерения координат цели и летательного аппарата, приемников команд и других устройств. Эти шумы, называемые обычно флюктуационными, в общем случае описы ваются нестационарными случайными функциями. Они приво дят к случайным отклонениям органов управления (рис. 1.28) и, следовательно, к появлению соответствующих возмущающих сил и моментов.
Возмущающие факторы, воздействуя непосредственно на ле тательный аппарат и на процессы управления, в конечном счете приводят к ухудшению, летных характеристик и снижению точ ности управления.
§ 7. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ
Управляемым летательным аппаратом называется объект, движущийся в пространстве и обладающий средствами изме нения направления движения.
Примерами управляемых летательных аппаратов могут слу жить самолет, управляемый снаряд, ракета для исследования верхних слоев атмосферы, ракета-носитель искусственного спут ника Земли, ракета для межпланетных полетов и т. д.
Под управляемым полетом понимается изменение направле ния движения летательного аппарата, а также изменение скоро сти движения в целях выполнения задачи полета.
Траектории полета пилотируемых летательных аппаратов могут быть самыми разнообразными, так как они произвольно
58
определяются летчиком. В случае же автоматически управляе мого летательного аппарата траектория должна быть подчинена определенным закономерностям или связям. Только при этом условии система управления полетом будет способна привести летательный аппарат в заданную точку, т. е. обеспечить его встречу с целью.
Все траектории беспилотных летательных аппаратов можно условиться делить на две группы:
1)программные траектории;
2)траектории наведения на цель.
Впервом случае летательный аппарат движется по заранее заданной траектории, причем в процессе полета эта траектория уже не может быть изменена. Такой метод сближения летатель ного аппарата с целью называется полетом по программе, а со ответствующая траектория полета — программной.
Во втором случае траектория полета заранее не определена. Направление полета летательного аппарата в каждый момент времени устанавливается в зависимости от направления и ско рости движения цели с таким расчетом, чтобы обеспечить встре чу летательного аппарата с целью. Существует целый ряд мето дов определения направления полета, обеспечивающих встречу летательного аппарата с целью. Их обычно называют методами наведения. В этом случае траектории полета можно называть
траекториями наведения на цель.
Система управления полетом представляет собой совокуп ность устройств, предназначенных для приведения в действие органов управления и обеспечивающих встречу летательного аппарата с целью или полет по заранее намеченной траектории.
Система управления полетом состоит из:
1)системы стабилизации;
2)системы наведения.
7.1, СИСТЕМЫ СТАБИЛИЗАЦИИ И НАВЕДЕНИЯ
Система стабилизации или, точнее, система угловой стабили зации — это группа устройств, расположенных на летательном аппарате и обеспечивающих сохранение требуемого углового положения или установившегося углового движения летательно го аппарата. Иногда эту группу устройств называют автоматом стабилизации.
Обычно беспилотный летательный аппарат стабилизируется относительно всех трех его координатных осей.
В некоторых системах управления полетом принципиально можно обойтись без стабилизации крена, однако с целью повы шения точности управления и улучшения условий пуска бёспилотные летательные аппараты и в таких случаях, как правило, снабжаются системой стабилизации угла крена или угловой ско рости крена.
59
Заметим, что при полете в достаточно плотных слоях атмос феры стабилизация беспилотного летательного аппарата отно сительно осей Оуі и Ozi в некоторых случаях может осущест вляться без применения автоматических устройств — аэродина мическими средствами путем придания летательному аппарату свойств статической устойчивости. Так как при вращении лета тельного аппарата вокруг продольной оси Охі аэродинамические силы практически не изменяются, то стабилизация крена не мо жет быть обеспечена с помощью аэродинамики. Для этой цели могут служить лишь автоматические системы стабилизации угла или угловой скорости крена.
Рис. 1.29. Система стабилизации с дифференцирующим гиро скопом (датчиком угловой скорости):
а — режим стабилизации; б — режим управления
Так как на летательный аппарат беспрерывно действуют возмущающие силы и моменты, автоматические системы стаби лизации, очевидно, должны быть системами замкнутого типа. В таких системах стабилизация осуществляется путем создания управляющих моментов, направленных на уничтожение возник шей ошибки (рассогласования).
Пример системы стабилизации можно видеть на рис. 1.29. Задача системы, в состав которой входят измеритель угловой скорости летательного аппарата и рулевой привод, состоит в том, чтобы независимо от действия возмущающих моментов сохра
нить требуемое значение угловой скорости тангажа Ь, задавае мое сигналом наведения ия.
При наличии замкнутой системы стабилизации летательный аппарат с автоматической аппаратурой образуют единую дина мическую систему, в которой летательный аппарат является
60