Пиротехническая химия
Главная Начинающим пиротехникам Статьи Добавить статью Добавить материалы на сайт Поиск по сайту Карта книг Карта сайта
Книги в помощь
Военная история Изготовление и применение ВВ Пиротехника в военном деле Разное по пиротехнике Физика в пиротехнике Химия ВВ и составов
Новые книги
Яковлев Г.П. "122 мм самоходная пушка образца 1944 г." (Военное дело)

Суворов С. "Бронированная машина пехоты БМП -3 часть 1" (Военное дело)

Суарес Г. "Тактическое преимущество " (Военное дело)

Стодеревский И.Ю. "Автобиография записки офицера спецназа ГРУ " (Военное дело)

Соколов А.Н. "Альтернатива. Непостроенные корабли Российского императорского флота" (Военное дело)
Физические основы ракетного оружия - Алешков М.Н.
Алешков М.Н., Жуков И.П., Савин Н.В., Кукушкин Д.Д., Макаров О.П., Фомин Ю.Г. Физические основы ракетного оружия — M., Воениздат, 1972. — 312 c.
Скачать (прямая ссылка): a-foro.djvu
Предыдущая << 1 .. 50 51 52 53 54 55 < 56 > 57 58 59 60 61 62 .. 112 >> Следующая


Относительно оси OXi аэродинамическая сила момента не дает, поэтому в формулах (7.11) слагаемое М™ отсутствует. Очевидно, что на участках траектории выше 50 80 км полет ракет практически не может быть стабилизирован с помощью аэродинамических сил.

Управляющие моменты относительно осей связанной системы координат у баллистических ракег создаются подъемными силами соответствующих газовых (воздушных) рулей. Строго говоря, силы лобового сопротивления рулей также дают составляющие моментов Mv и , по

ими пренебрегают нз-за их малости. Эти силы, называемые потерей тяги на рулях, в уравнениях движения ракеты обычно учитывают в так называемой эффективной тяге P= P—4 Qr. Момент /Wp создается силой /?„ pv-лей высоты на плече /г — расстоянии от центра масс ракеты до центра давления этих рулей, момента рассчитывается по формуле

9

Pr"-

И

Рнс. 7.13. Изменение стабилизирующего момента тангажа статической устойчивости ракеты в полете

Величина

(7.16)

где рг, иа — плотность и скорость истечения газов из сопла двигателя;

Sp — площадь руля в плане.

Рабочие интервалы углов S у баллистических ракет составляют 0—15°, форма же газовых рулей (см. рис. 5.17, в) выбирается из условия обеспечения постоянства положения их центра давления в полете. Под действием реактивной струи передняя кромка рулей обгорает и у руля, приведенного на рнс. 5.17,о, центр давления Смещался бы назад. При оптимальной же форме руля (рис. 5.17, б) обгорающие участки лежат по обе стороны от оси вращения руля и положение центра давления (точки приложения сил Qr и Ryt) стабилизируется.

Тушащие моменты баллистической ракеты невелики по сравнению с остальными и при исследованиях, не требующих высокой точности движения ракет, обычно не учитываются. У ракет же, имеющих, кроме стабилизаторов, и крылья, тушащие моменты

существенны. Mx не учитывают лишь при грубых оценочных расчетах. Физическую сущность тушащих моментов рассмотрим на примере тушащего момента тангажа жидкостной баллистической ракеты.

Момент состоит из внешнего (аэродинамического) и внутреннего тушащих моментов В плотных слоях атмосферы внутренний момент мал по сравнению с внешним, но при полете в сильно разреженных слоях воздуха он приобретает самостоятельное значение (іак как внешний тушащий момент практически отсутствует). Э)то особенно важно для баллистических ракет с большими дальностями стрельбы, конец активного участка которых находится на большой высоте.

Если ракета летит со скоростью v и одновременно совершает разворот вокруг оси OZi с угловой скоростью Oi , то каждая точка се

поверхности будет иметь линейную скорость вращения At', вокруг этой оси (рис. 7.14), определяемую зависимостью

IiW1=U^1(A-, —JC0). (717)

где Xo и Xi — соответственно расстояние от теоретической вершины ракеты до ее центра масс и рассматриваемого поперечного сечения. Величина Av і зависит от радиуса вращения [хі — А'о) и изменяется по дчине ракеты. Поэтому результирующая скорость каждой точки поверхности ракеты как сумма поступательной скорости центра масс и До,- будет различной, как будут различными и приращения местных углов атаки для этих точек. Наличие Да,- вызовет появление дополнительных нормальных сил ^Ryiit суммарный момент от которых относительно центра масс и называется внешним тушащим моментом.

Возникновение внутреннего тушащего момента Мтгс обусловлено силами инерции Кориолиса, действующими на перемещающиеся внутри ракеты частицы топлива и газов. Для рассмотрения качественной картины явления выделим двумя поперечными сечениями S (на расстоянии х,- от носа ракеты) элементарный объем газа в сопле двигателя (рнс. 7.15), перемешающийся вдоль оси сопла со скоростью щ. Масса этого объема Am^p1SAx будет участвовать в движении относительно корпуса ракеты и в переносном (вращательном) движении вместе с ракетой вокруг оси OZi. Следовательно, на массу А/?? будет действовать элементарная сила Кориолиса

Д/\'< -и,sin90° = 2Агаів,В|, (7.18)

Рис. 7.14. Схема возникновения внешнего тушащего момента тангажа

которая на плече х,—х0 будет давать момент относительно центра масс ракеты, іасяидий угловую скорость <о :

AMY1=SK1(x1-x0). (7.19)

Просуммировав элементарные моменты от сил Л/С, перемещения топлива и газов на участках и (рис. 7.18), получим полный момент газового демпфирования по гангажу. В заключение отметим, что расчетная формула для тушащего момента имеет вид,

йх

Рис. 7.15. Внутренний тушащий момент тангажа

несколько отличный от формул стабилизирующего и управляющего моментов:

7.4. УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ РАКЕТЫ

Одной из основных задач теории полета является расчет траек-- торий движения ракет. Ее находят решением системы уравнений, составленных применительно к выбранной системе координат. Количество и характер уравнений зависят от требуемой точности определения траектории, а значит, и необходимости учета влияния тех или иных факторов па полет ракеты, а также от системы координат, в которой рассчитывается траектория.
Предыдущая << 1 .. 50 51 52 53 54 55 < 56 > 57 58 59 60 61 62 .. 112 >> Следующая
Реклама
 
 
Авторские права © 2010 PiroChem. Все права защищены.