Особенности реализации поперечного газодинамического управления
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(государственный технический университет)
В.Я. ПЕТРАШ
ОСОБЕННОСТИ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
С АЭРОГАЗОДИНАМИЧЕСКИМ УПРАВЛЕНИЕМ
Москва · 2009
Введение
Современные летательные аппараты (ЛА) характеризуются повышенными требованиями к точности выполнения поставленных перед ними задач. Кардинальное повышение точности наведения при одновременном снижении массы ЛА возможно лишь за счет применения новых технологий в создании бортового оборудования, а также газодинамических и комбинированных способов управления, позволяющих резко повысить быстродействие и маневренность ЛА. Достоинствами таких систем являются также широкие энергетические возможности, независимость от внешней среды и пространственного положения ЛА.
Для современных ЛА реализация высокой маневренности достигается двумя способами [1]:
1. Моментным управлением путем быстрого создания требуемого угла атаки и управляющей силы за счет поворота корпуса вокруг центра масс с помощью газодинамических устройств, размещенных вдали от центра масс.
2. Поперечным управлением, основанным на применении реактивного двигателя или системы двигателей, расположенных вблизи центра масс ЛА, и создающих перпендикулярно оси ракеты тягу, направленную на выбор промаха. В результате реализуется режим сверх маневренности ЛА за счет уменьшения в 10-20 раз времени ее реакции и увеличения поперечной перегрузки, определяемой, в основном, величиной тяги двигателя поперечного управления (ДПУ).
|
|
|
Моментное управление реализуется двумя способами: с помощью органов системы управления вектором тяги (СУВТ) основного двигателя ЛА, либо с помощью дополнительных специальных газодинамических устройств.
Наиболее распространенным вариантом конструктивной схемы СУВТ являются газовые рули. Это объясняется простотой их конструкции, возможностью управления по трем каналам при наличии одного сопла, небольшими потерями тяги. Причем в качестве приводов газовых рулей возможно использование приводов аэродинамических рулей. Блок газовых рулей может быть конструктивно выполнен в виде отделяемого модуля.
Поворотные щитки, заслонки, интерцепторы – устройства, устанавливаемые на срезе сопла двигателя. Управляющая сила возникает при введении в газовый поток исполнительного органа перпендикулярно или под некоторым углом к оси сопла. Перед щитком (интерцептором) происходит отрыв потока с образованием застойной зоны прямого или косого скачка уплотнения. Это приводит к отклонению газовой струи и возникновению управляющей силы, зависящей от величины площади выдвигаемого щитка. Потеря тяги определяется разностью давлений перед щитком и за ним. Для получения управляющих сил по трем каналам необходимо иметь два сопла. К числу достоинств таких устройств следует отнести отсутствие шарнирных моментов, а, следовательно, минимальная масса рулевых приводов.
|
|
|
Поворотные насадки (дефлекторы) – устройства кольцевого типа, устанавливаемые на срезе сопла. Они могут иметь форму профилированного кольца, цилиндра, конуса и др. В нерабочем положении дефлектор не омывается газовой струей. При повороте на угол дельта часть кольца дефлектора вводится в газовую струю, в результате чего на нем возникает зона скачков уплотнения, и появляются силы, используемые для газодинамического управления. Поворотные насадки при многосопельной конструкции двигателя могут отклоняться в разных плоскостях, что позволяет обеспечивать управление по трем каналам.
Поворотные сопла представляют собой устройства для управления вектором тяги двигателя путем отклонения раструба сопла. В случае использования одного сопла необходима автономная система управления ракетой по крену. Наличие двух поворотных сопел позволяет обеспечить управление по всем трем каналам. Поворотные сопла обеспечивают минимальные потери импульса тяги, но большие шарнирные моменты приводят к увеличению потребной массы рулевых приводов.
|
|
|
Инжекция жидкости или газа в закритическую часть сопла применяется крайне редко для рассматриваемых ЛА. Возникновение в них боковой силы происходит в результате образование перед местом вдува или впрыска косого скачка уплотнения, перед которым устанавливается область повышенного давления. Управляющая сила регулируется количеством вводимого рабочего тела. При этом изменяются размеры зоны повышенного давления и, соответственно, величина управляющей силы.
Все перечисленные устройства СУВТ могут использоваться только при работающем двигателе ЛА, а, следовательно, на начальных участках полета – для стартового маневра, разворота оси корпуса и др.
На участках наведения, как правило, основной двигатель ЛА не работает. Поэтому для применения метода моментного управления на пассивных участках траектории полета ЛА необходимы специальные газодинамические устройства, базирующиеся на дополнительных двигательных установках или газогенераторах. В качестве примера реализации моментного газодинамического управления можно привести импульсную двигательную установку (ИДУ) зенитной ракеты американского производства «Эринт-1», выполненную в виде кассеты, объединяющей 180 твердотопливных микродвигателей, расположенную в носовой части корпуса ЛА, вдали от центра масс.
|
|
|
Управление полетом с помощью ИДУ обеспечивается на конечном участке траектории по тангажу и курсу специальным коммутатором по командам процессора системы управления ЛА.
Поперечное газодинамическое управление реализуется с помощью специальных двигательных установок поперечного управления (ДПУ), размещаемых в центре масс ЛА. Причем тяга таких ДПУ значительно выше тяги аналогичных по конструкции устройств моментного управления. Конструктивно ДУ поперечного управления выполняются в виде однокамерных или многокамерных твердотопливных или жидкостных двигателей моноимпульсного, многоимпульсного или пропорционального управления [1]. Поскольку в ЛА с ДУ поперечного управления основной управляющей силой является газодинамическая составляющая, приложенная в центре масс, то для разворота корпуса ракеты при вертикальном старте необходимы дополнительные устройства.
В отличие от поперечного управления ДУ моментного управления могут использоваться как для стартового разворота, так и для наведения на цель. Однако основной управляющей силой на участке наведения в этом случае является аэродинамическая составляющая, вызываемая углом атаки, обеспечиваемым быстрым разворотом корпуса ЛА и поддержанием его в течение необходимого времени управления. Поэтому высоты применения моментных систем в отличие от ДУ поперечного управления ограничены.
Анализ устройств газодинамического управления показывает, что их использование, как при моментном, так и при поперечном управлении усложняет процесс проектирования ЛА. На начальном этапе формирования облика и определения основных массовых, баллистических и геометрических характеристик ЛА добавляются задачи расчета тяги, секундного расхода и запаса топлива управляющей ДУ, массы и размеров газодинамических устройств и потребных объемов и размеров отсеков корпуса для их размещения. К тому же процедура решения этих задач усложняется итерационным характером их выполнения в общей структуре задач общего проектирования ЛА.
В настоящем пособии рассмотрены методические и программные средства автоматизированного проектирования беспилотных ЛА с устройствами моментного и поперечного газодинамического управления. Программное обеспечение оформлено в виде системы типовых фрагментов (ТФ) проектных программ в соответствии с соглашениями об унификации элементной базы прикладного программного обеспечения учебной системы САПР-602 [2], [3],[4]. Это дает возможность использовать созданные средства в лабораторных работах, курсовом и дипломном проектировании.
В разработке программного обеспечения непосредственное участие принимал аспирант кафедры 602 Коваленко А.И., за что автор выражает ему искреннюю признательность и благодарность.
1.Расчет параметров и характеристик летательных аппаратов с поперечным газодинамическим управлением
Особенности реализации поперечного газодинамического управления
Способы реализации поперечного газодинамического управления зависят от принципа действия и конструктивной схемы двигателя поперечного управления (ДПУ). Наибольшее распространение, как уже было отмечено во введении, получили: моноимпульсное поперечное управление, пропорциональное поперечное управление и многократное импульсное поперечное управление.
Моноимпульсное поперечное управление реализуется однократным включением ДПУ с постоянной тягой, ориентируемой при включении в требуемом направлении. Управляющими параметрами при таком способе управления являются момент включения и длительность действия тяги ДПУ. Включение ДПУ производится в тот момент, когда угловая скорость линии визирования (ωпор) достигает порогового значения, в первом приближении определяемого как отношение поперечного ускорения, создаваемого ДПУ (W), к удвоенной скорости сближения ЛА с целью (2 V), то есть: ωпор= W /2 V .
Поскольку управление ЛА на участке наведения является нелинейным, то выбор этих параметров производится методом математического моделирования полной задачи наведения ЛА на цель. Величина тяги ДПУ предварительно определяется из условия отработки начального промаха h 0 , возникающего к моменту включения ДПУ, и максимального времени работы ДПУ τ упр, в основном диктуемого конструктивными возможностями.
Конструктивно ДПУ указанного типа может представлять собой [1] небольшой РДТТ – газогенератор сравнительно высокой тяги с многочисленными соплами, радиально расположенными на корпусе ЛА (рис. 1.1).
Рис. 1.1. Схема ДПУ моноимпульсного типа:
1–ДПУ; 2– сопло; 3– клапан-заглушка.
Каждое из сопел двигателя снабжено индивидуальной заглушкой-клапаном, позволяющей включить ДПУ путем открытия соответствующей заглушки с помощью электродетонатора по сигналу системы управления. (рис. 1.2).
Необходимое направление управляющей
силы и ее величина обеспечиваются путем
включения нужной группы сопел. При этом
длительность действия управляющей силы
может регулироваться путем обнуления тяги Рис.1.2. Сопло ДПУ
за счет открытия соответствующих (1– сопло; 2– заглушка;
реверсивных сопел. 3– электродетонатор)
Благодаря отсутствию системы непрерывного регулирования тяги и, следовательно, сложных регулирующих устройств, конструкция такого ДПУ и его отработка значительно упрощаются. Как следует из информационных сообщений, примерно по такому принципу действует ДПУ отечественной зенитной управляемой ракеты (ЗУР)– 9М96Е2[1].
Пропорциональное поперечное управление реализуется ДПУ, создающим тягу, пропорциональную команде управления. При этом за счет практической безинерционности реактивной силы тяги, создаваемой ДПУ, полное ускорении ракеты (W), являющееся в данном способе суммой составляющих от аэродинамических и реактивных сил, отслеживает входную команду намного точнее, чем при чисто аэродинамическом способе управления. В результате значительно повышается маневренность ракеты вследствие уменьшения времени реакции и увеличения располагаемой перегрузки за счет тяги ДПУ. Конструктивная реализация этого способа сложнее, чем моноимпульсного, так как требует устройств регулирования величины тяги.
Один из вариантов ДПУ пропорционального управления применен на маршевой ступени двухступенчатой французской ЗУР «Aster» (рис.1.3) [1].
Рис.1.3. Схема маршевой ступени ЗУР «Aster»: 1– ГСН; 2,3–электронное оборудование; 4– БЧ; 5– ДПУ; 6– РДТТ; 7– аппаратура радиокоррекции.
Конструктивно ДПУ представляет собой небольшой РДТТ - генератор с четырьмя щелевыми соплами, оборудованными специальными клапанами с приводами, регулирующими по командам системы управления (СУ) площадь их критического сечения, а, следовательно, и величину управляющей тяги (рис.1.4). Сопла ДПУ размещены внутри крестообразных консолей крыльев, расположенных в районе центра масс ракеты. Плоскости среза четырех сопел вынесены над корпусом ЛА с целью минимизации отрицательных эффектов взаимодействия
набегающего воздушного потока со струей
продуктов сгорания ДПУ. В процессе полета
ДПУ запускается по команде системы
управления полетом примерно за секунду
до встречи с целью. Рис.1.4. Клапаны ДПУ.
(1– сопло; 2–корпус; 3– клапан;
4–ось клапана; 5– выходное сечение
клапана; 6– критическое сечение сопла).
В случае необходимости создания максимальной тяги в выбранном направлении подается команда на полное открытие клапана в соответствующем сопле. Изменение направления и модуля действующей тяги ДПУ достигается одновременным изменением положения регулирующих клапанов выбранных сопел. Когда управляющая сила не требуется, клапаны всех четырех сопел открываются на четверть от максимального значения.
Следует отметить, что ДПУ c регулируемой тягой позволяет практически мгновенно (с точностью до времени установки приводами требуемых значений площадей критических сечений сопел) создавать необходимую для управления полетом (по модулю и направлению) тягу. При этом вращение ракеты вокруг продольной оси не обязательно. Недостатком такой системы является в первую очередь низкая надежность клапанов, регулирующих расход высокотемпературных продуктов сгорания. Стремление к понижению температуры продуктов сгорания в целях упрощения конструкции клапанов приводит к снижению энергетических и массовых характеристик двигателя. Определенные трудности возникают и при обеспечении стабильности положения центра масс ЛА в процессе выгорания топлива.
Многократное импульсное поперечное управление реализуется с помощью импульсной двигательной установкой, выполненной в виде кассеты, размещаемой вблизи центра масс ракеты и состоящей из радиально расположенных импульсных твердотопливных микродвигателей (рис.1.5).
Рис.1.5. Схема ДПУ многократного импульсного поперечного управления.
Ракете придается быстрое вращение по крену. Включение двигателей производится по алгоритму, реализуемому коммутатором БЦВМ ракеты по принципу ометаемого угла [1]. Напомним, что угол ометания соответствует повороту вектора тяги ДПУ в радиальной плоскости за время работы одного импульсного двигателя (ИД). Включение необходимого количества ИД из одного ряда осуществляется в момент времени, определяемый из условия, чтобы направление вектора тяги совпало с требуемым направлением в момент, когда ИД отработает половину времени своей работы.
Расчет тяги единичного ИД и их количества диктуется условиями выбора промаха, накопившегося к моменту включения ИДУ: его величиной (h 0) и временем отработки (τ упр). Достоинство этого способа – в относительной простоте конструкции ДПУ. Однако следует учесть, что тяга каждого импульсного двигателя и суммарный его импульс должны быть на порядок выше, чем у единичного двигателя, используемого в системах моментного управления, при эквивалентных условиях по величине и времени отработки промаха и создаваемых перегрузках.
Следует заметить, что требование размещения ДПУ любой конструктивной схемы в центре масс ракеты при использовании маршевого РДТТ обеспечить не просто. Поэтому, например, в ЗУР «Aster» при реализации способа пропорционального поперечного управления проектировщики пошли на 2-х ступенчатый вариант ракеты. Это позволило уменьшить размеры маршевого РДТТ и разместить ДПУ вблизи центра масс.
У ДПУ есть и еще одна особенность. Мощная реактивная струя, вытекающая из сопла, влияет прежде всего на аэродинамические рули, расположенные в хвостовой части ракеты (в случае нормальной аэродинамической схемы). При одинаковом угле отклонения пары рулей на них возникают различные по величине силы в зависимости от расположения руля в зоне разрежения (за струей) или на противоположной стороне корпуса в невозмущенном потоке. Это приводит к появлению значительных возмущающих моментов. Кроме того, при выдуве струи газа вблизи центра масс перед струей возникает скачок уплотнения, а за ним зона разряжения, распространяющаяся на половину корпуса ракеты за центром масс. Это создает значительный опрокидывающий момент, который может оказаться соизмеримым с максимальным моментом, создаваемым аэродинамическими рулями.
Одним из способов уменьшения этих отрицательных явлений от истекающей струи ДПУ является способ, примененный на ЗУР «Aster», где сопла ДПУ помещены в раструбе консолей крыльев, чтобы вынести срез истекающей струи за размах расположенных сзади рулей.
В случае применения ДПУ в схеме «утка» на первый взгляд можно избежать одного из перечисленных недостатков – влияния струи ДПУ на рулевые поверхности, т.к. рули размещены в передней части корпуса вне зоны влияния газовой струи. Кроме того, и эффективность таких рулей будет выше. Однако у «утки» есть два существенных недостатка. Первый – высокое индуктивное сопротивление рулей, т.к. угол атаки на рулях суммируется с углом атаки ЛА, а индуктивное сопротивление (Cxi) пропорционально квадрату угла атаки. Это, естественно, приводит к увеличению затрат топлива, а, следовательно, и к большей величине стартовой массы ЛА. Второй недостаток – момент крена от «косой обдувки», усугубляемый влиянием газовой струи ДПУ.
Одним из путей решения проблемы момента крена от «косой обдувки» в схеме «утка» является применение «развязки» по крену с помощью конструктивного решения крыльевого отсека во вращающемся блоке подшипников (рис.1.6).
Рис. 1.6. ЛА схемы «утка» с «развязкой» по крену.
Такое конструктивное решение позволяет применить дифференциальное управление рулями схемы «утка», т.е. управление как по каналам тангажа и курса, так и по крену. При этом возмущающий момент от «косой обдувки» приводит к вращению крыльевого блока вокруг продольной оси ЛА. Сам же корпус остается неподвижным относительно продольной оси ЛА. Таким образом, каждый вариант реализации ДПУ – в нормальной схеме и в схеме «утка» имеет как достоинства, так и недостатки и требует тщательного анализа при проектировании.
Дата добавления: 2019-02-26; просмотров: 1782; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!