Радиоуправление летательными аппаратами (стр. 4 из 6)

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

регулирования величины ускорения W, а путем (включения и выключения двигателя в соответствующие моменты времени, например, в следующей последовательности. На основании данных информационно-измерительного устройства ИИУ (см. рис. 1.1) управляющее устройство УУ

определяет требуемое изменение ∆V_тр вектора скорости аппарата. Затем корпус аппарата поворачивается вокруг центра масс таким образом, чтобы

после включения маршевого двигателя сила его тяги Т совпадала по

направлению с вектором ∆V_тр. Затем включается маршевый двигатель, создающий постоянное ускорение W, и происходит изменение вектора скорости аппарата по закону ∆V=W t .

Когда это изменение достигает требуемой величины ∆V_тр , маршевый двигатель выключается. Поскольку развороты корпуса происходят при выключенном маршевом двигателе, они осуществляются с помощью дополнительных малогабаритных двигателей, называемых двигателями ориентации. В качестве таких двигателей применяются малогабаритные реактивные двигатели, вектор тяги которых не проходит через центр масс аппарата, или маховики (вращающиеся массы).

Основные виды управления полетом

Различают следующие основные виды управления полетом:

1)автономное управление

2) самонаведение

3)телеуправление

Деление систем управления на автономные и неавтономные возможно по двум признакам — аппаратурному и информационному. При делении по аппаратурному признаку автономными считаются такие системы, в которых вся аппаратура, предназначенная для управления полетом летательного аппарата, расположена на борту этого аппарата. При делении по информационному признаку к автономным относятся такие системы, в которых после пуска (старта) летательного аппарата никакая дополнительная информация о положений или параметрах движения цели (пункта назначения) и КП не учитывается при образовании команд управления.

Автономное управление вследствие его информационной автономности непригодно для наведения на цели, расположение или параметры движения которых известны до пуска аппарата недостаточно точно или могут после пуска существенно измениться. Например, автономное управление не может обеспечить наведение снаряда на самолет противника, но пригодно для наведения баллистической ракеты на наземную цель, геоцентрические координаты которой до пуска снаряда известны

Автономное управление может быть программным или самонастраивающимся. При программном управлении летательный аппарат должен двигаться по программной (номинальной) траектории, т. е. траектории, выбранной до пуска аппарата и зафиксированной соответствующим программным механизмом, установленным на его борту. При этом задача управления сводится к измерению отклонений аппарата от номинальной траектории и ликвидации этих отклонений. Однако программное управление в общем случае не является оптимальным. Типичная функциональная схема системы автономного программного управления изображена на рис. 1.10.