Реферат: Радиоуправление летательными аппаратами

W на противоположное). Остальные рулевые органы обеспечи­вают требуемое

направление вектора W .

Примеры воздушного рулевого управления приведены на рис. 1.5 и 1.7.

На рис. 1.5 приведена схема полярного рулевого управления. При от­клонении руля глубины РГ вверх (на рис. 1.6 по часовой стрелке) набегающий на руль воздушный поток создает момент Мрг, поворачивающий корпус летательного аппара­та вокруг оси yp против часовой стрелки (рис.1.6).

Поворот корпуса вокруг оси y_p прекращается, когда вращающий момент, создаваемый воздушным потоком, обтекающим корпус (и действующий в данном случае по часовой стрелке), уравновешивает вращающий момент Мрг, создаваемый рулем глубины. При этом установив­шееся значение угла αa

между продольной осью ракеты и вектором ее скорости V_v (называемого углом атаки) оказывается примерно пропорциональным углу поворота руля δ (при небольших значениях углов).

Результирующая "аэродинамическая сила R , создавае­мая набегающим на корпус летательного аппарата воздуш­ным потоком, может быть разложена на

составляющие Y и Q. При этом величина нормальной составляющей Y , на­зываемой подъемной силой, пропорциональна углу αa (при малых углах αa ).

Подъемная сила Y создает поперечное ускорение W _п , пропорциональное этой силе. Следовательно, отклонение руля глубины РГ на некоторый угол δ создает

в установившемся режиме поперечное ускорение W _п , модуль которого пропорционален углу отклонения руля. Если руль глубины повернется на такой же угол δ , но в противоположном направлении (т. е. против ча­совой стрелки), то корпус аппарата повернется также в противополож­ном направлении (по

часовой стрелке), и подъемная сила Y , а следо­вательно, и ускорение W _п изменят свое направление на противополож­ное. При этом, если ось у_р , жест­ко связанная

с крылом аппара­та, горизонтальна, то ускорение W_n всегда будет расположено в верти­кальной плоскости.

Если требуется создать ускорение W_n в другой плоскости, то корпус аппарата поворачивается вокруг своей продольной оси z_p на некоторый угол, называемый уг­лом крена и создаваемый рулем крена РК. (При повороте руля крена набегающий на лопасти PK этого руля воздушный поток соз­дает вращающий момент, повора­чивающий корпус вокруг оси z_Р .)

Например, если с помощью рулей крена установится угол крена, равный 90°, то

отклонение руля глубины будет создавать ускорение W _п уже не в вертикальной, а в го­ризонтальной плоскости. Таким образом с помощью ру­лей глубины и крена может быть получено требуемое значение величины и направления

поперечного ускорения W _п аппарата.

На рис. 1.7 приведена схема симметричного декартового рулевого управления. При этом составляющие поперечного ускорения в вертикальной и

горизонтальной плоскостях, W_x и W_y , создаются соответственно с помощью руля высоты РВ и руля поворота РП. Принцип действия каж­дого из этих рулей аналогичен описанному выше прин­ципу действия руля глубины. При отклонении руля высо­ты корпус аппарата поворачивается вокруг оси y_р и создается подъемная сила, а следовательно, и поперечное ускорение в вертикальной плоскости. Отклонение руля поворота РП вызывает поворот корпуса аппарата вокруг оси x_Р и создание подъемной силы и поперечного ускоре­ния в горизонтальной плоскости.

При декартовом управлении руль крена выполняет лишь вспомогательную функцию—стабилизацию крена аппарата. При появлении какого-либо возмущающего момента, вызывающего крен аппарата (т. е. поворот его корпуса вокруг оси z_Р ), руль крена создает противопо­ложный момент, возвращающий корпус в исходное по­ложение. Конструктивно руль крена может быть при этом совмещен с рулем высоты или рулем поворота.

При смешанном рулевом управлении, применяемом, например, в самолетах, в создании поперечного ускоре­ния участвуют не два рулевых органа, а три — рули вы­соты, поворота и крена.

При отсутствии атмосферы или малой ее плотности (а также при малой скорости полета) управление поле­том осуществляется изменением силы тяги двигателя (двигателей). Применяемые при этом схемы рулевого управления весьма разнообразны . Рассмотрим кратко наиболее типичную из них. В такой схеме модуль W тре­буемого ускорения создается одним двигателем, жестко связанным летательного аппарата и назы­ваемым главным или маршевым

двигателем. Придание вектору W требуемого направления осуществляется пу­тем соответствующей ориентации корпуса аппарата. При управлении баллистическими ракетами дальнего действия и ракетами-носителями космических аппаратов маршевый двигатель обычно работает в течение несколь­ких минут непрерывно, а затем выключается и сбрасы­вается. При этом в течение работы двигателя управле­ние ориентацией может осуществляться с помощью га­зовых рулей. Эти рули изготавливаются из жаропрочных материалов и устанавливаются в струе газов, вытекаю­щих из сопла маршевого двигателя (рис. 1.8).

При повороте руля на некоторый угол δ , газовая струя создает

газодинамическую силу Yp, поворачивающую корпус ракеты вокруг ее центра масс.

При управлении космиче­скими аппаратами с целью экономии топлива управление полетом осуществляется обычно путем всего нескольких сравнительно кратковре­менных включений маршевого двигателя. При этом для упрощения двигателя величина его силы тяги обычно не имеет плавной регулировки, т. е. двигатель может рабо­тать только в режиме «включено—выключено». В этом случае управление полетом осуществляется не путем