56.Конструкция и расчет органов управления

При полете ракеты необходимо изменять величину и направление вектора скорости, и ориентацию осей летательного аппарата в пространстве. Для достижения этого применяются органы управления, которые создают управляющие усилия и моменты. Органы управления могут бытьаэродинамические, которые создают усилия, воздействуя на поток воздуха, обтекающий летательный аппарат. Они могут действовать только при полете в атмосфере и при достаточно большой скорости полета. Другой тип органов управления – этогазодинамические,которые создают усилия, воздействуя на истекающие из сопла продукты сгорания. Они могут работать при любых скоростях полета и вне атмосферы. Иногда используются комбинированные органы управления, совмещающие в своей конструкции и аэродинамические и газодинамические принципы работы.

Органы управления должны удовлетворять следующим требованиям: - обеспечить создание управляющих усилий необходимой величины; - потери единичного импульса, связанные с применением органов управления, должны быть минимальны; - обеспечивать заданное быстродействие органов управления; - при изменении управляющих усилий зоны отсутствия управляющего воздействия должны быть минимальны; - зависимость управляющей силы от угла поворота, перемещения органа управления или расхода впрыскиваемой жидкости или газа должна быть линейной; - должен обеспечиваться малый шарнирный момент; - масса органов управления и их приводов должна быть минимальна; - простота конструкции, ее технологичность и удобство компоновки на двигателе.

Наиболее простым способом управления вектором тяги является применение управляющих двигателей, которые создают управляющие моменты за счет их поворота относительно продольной оси ракеты. Достоинством этой конструкции является ее простота, отсутствие деталей, находящихся в газовом потоке, вследствие чего отсутствуют потери единичного импульса, небольшие шарнирные моменты. Недостатки: увеличение массы конструкции ракеты и неодновременное окончание работы управляющих двигателей и основного РДТТ.

Газовые рулитакже отличаются простотой своей конструкции. Они имеют вид профилированной пластины, установленной в сверхзвуковой части сопла. Управляющая сила и сила лобового сопротивления, возникающая при повороте руля на угол, определяется как

,,

где ,- коэффициент боковой силы и лобового сопротивления газовых рулей,,- плотность и скорость продуктов сгорания на срезе сопла,- площадь поверхности газового руля. Шарнирный момент определяется

, где- коэффициент шарнирного момента,- средняя аэродинамическая хорда газового руля. Величина коэффициента, гдеh– расстояние от центра давления до оси вращения руля.

При полете ракеты в плотных слоях атмосферы газовые рули используют в комбинации с аэродинамическими органами управления. Это дает возможность уменьшить массу системы управления. Газовый и аэродинамический руль могут располагаться на одной оси и иметь одну рулевую машинку. При движении с малыми скоростями полета в момент старта управляющие моменты создают газовые рули, при достижении больших скоростей полета - аэродинамические рули. Газовые рули могут сбрасываться или просто сгорать в потоке продуктов сгорания.

Преимущества газовых рулей заключаются в простоте конструкции, приемлемой величине шарнирного момента, линейной зависимости управляющей силы от угла поворота. Недостатком являются большие потери единичного импульса.

Дефлектор, называемый еще кольцевым рулем, может быть выполнен в форме сферического пояса, цилиндра или усеченного конуса, установленного на срезе сопла. Дефлектор установлен в шарнире, который позволяет ему поворачиваться в двух плоскостях. В нерабочем положении контакт между дефлектором и продуктами сгорания отсутствует, в рабочем – часть кольца вводится в газовый поток и создает управляющее усилие.

Рис. 4.14. Схема конструкции дефлектора: 1 – сопло, 2 – дефлектор.

Управляющая сила и сила лобового сопротивления, возникающая при повороте дефлектора, определяется как

,,

где C₁,C₂– эмпирические коэффициенты,- угол между линией, продолжающей образующую сопла на срезе, и хордой дефлектора,D– диаметр дефлектора,H- относительная величина проекции хорды дефлектора.

Увеличение проекции дефлектора на срез сопла приводит к увеличению управляющего момента. Шарнирный момент дефлектора складывается из позиционного момента и момента трения, гдеC₃– эмпирический коэффициент,f- коэффициент трения в опоре,F– реакция в опоре,r– радиус опоры.

Преимущество дефлектора заключается в отсутствии необходимости иметь мощный привод, в практически линейной зависимости управляющей силы от угла поворота, в отсутствии потерь тяги в нейтральном положении. Недостатком дефлектора является его низкая стойкость к продуктам сгорания, имеющим высокую температуру и конденсированную фазу. В последнее время практически не применяется.

Интерцептор или триммер представляет собой пластину, установленную на срезе сопла или внутри его раструба, и при необходимости создания управляющего усилия, вводимого в поток продуктов сгорания. При введении интерцептора в сверхзвуковой поток там образуется косой скачок уплотнения, за фронтом которого создается зона повышенного давления, которая и создается управляющее усилие. Для управления по двум каналам необходимо иметь четыре интерцептора, по трем каналам – восемь. Конструкция интерцептора работает в очень тяжелых условиях. Применяется редко.

Поворотное соплоявляется одним из наиболее энергетически выгодных органов управления. Широко применяется в конструкции РДТТ. Управляющее усилие создаётся поворотом всего сопла вместе с вкладышемгдеR- тяга двигателя,- угол поворота сопла. При малых углах поворота (6…8) зависимость управляющего усилия от угла поворота получается практически линейной. Возможно применение поворотных сопел с одной и двумя степенями свободы. Потери тяги в поворотном солее небольшие, т.к. поворот потока происходит в дозвуковой части.

Рис. 4.15. Схема поворотного сопла: А – сопло с сальниковым уплотнением, Б – сопло с сильфонным уплотнением.

Разрезное соплоотличается от поворотного сопла тем, что разъем переносится из дозвуковой части сопла в сверхзвуковую (число Маха 1,5…2). Управляющая сила создаётся также как и у поворотного сопла. Преимущество конструкции заключается в том, что уплотнения работают при гораздо меньших уровнях давления и температуры продуктов сгорания. что упрощает конструкцию и повышает ее надежность. Разрезное сопло имеет меньшую массу и длину по сравнению с поворотным соплом, но оно имеет повышенный газодинамический момент, и поэтому требует мощных приводов. Данный тип сопел применяют обычно для последних ступеней ракеты, где управляющая сила создаётся при небольших углах поворота.

Вращающиеся управляющие сопласоздают управляющий момент только в одной плоскости, поэтому управление по трем каналам возможно только при наличии четырех сопел. Особенность конструкции заключается в том, плоскость вращения раструба сопла не перпендикулярна оси сопла. Схема сопла приведена на рис. 4.16. В результате этого при повороте сопла изменяется направление вектора скорости истекающих продуктов сгорания, за счет которого производится управление полетом ракеты.

Сопло с косым срезомсоздает управляющее усилие за счет неперпендикулярности среза сопла его оси (см. рис. 4.16). Работа этого сопла во многом подобна работе предыдущей конструкции, отличие в том, что плоскость вращения сопла перпендикулярна оси сопла.

Рис. 4.16. Схемы управляющих сопел. А – вращающееся сопло, Б – сопло с косым срезом.

Инжекционные (струйные)органы управления вектором тяги основаны на вдуве газа или впрыске жидкости в сверхзвуковую часть сопла. В месте впрыска образуется косой скачок уплотнения, за которым создается зона повышенного давления, за счет которой и создается управляющее усилие. Кроме этого, в результате появления скачка уплотнения происходит поворот потока продуктов сгорания, истекающих из сопла. Величина управляющей силы зависит от площади, закрываемой косым скачком, а значит от расхода инжектируемого рабочего тела. Сопло проектируется, так чтобы косой скачок не доходил до противоположной стенки сопла. Форсунки обычно устанавливаются на расстоянии от критического сечения, составляющем 20…40% длины выходной части сопла. Впрыск осуществляется в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.

Управление этим способом происходит по тангажу и рысканью. Для управления ракетой по крену требуется установка дополнительных устройств. При этом способе отсутствуют чисто механические взаимодействия органов управления и газового потока. Это сильно уменьшает необходимую мощность привода органов управления и их массу.