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 .. 54 55 56 57 58 59 < 60 > 61 62 63 64 65 66 .. 112 >> Следующая


Для каждой ракеты величина зтах определяется характеристиками системы управления, конструкцией ракеты и аэродинамической формой, а также оптимальным соотношением между запасом прочности и весом ракеты.

Оценка маневренности ракет производится обычно в процессе ее проектирования. Выбором соответствующих характеристик проектируемого образца обеспечивается возможность полета по программной траектории. Увеличить маневренность ракеты, как это следует из формулы (7.54), можно лишь за счет увеличения Ry (практически за счет увеличения площади оперения). Но на больших высотах полета, где роль аэродинамических сил снижается (ограничения зтах по прочности и статической устойчивости ослабевают), основным средством обеспечения маневренности становится сила тяги.

Вид активного участка траектории определяется конструкцией ракеты, ее системой управления, а также программой (рис. 7.16, б), в спою очередь зависящей от первых двух факторов. Вид программы, как утверждается в зарубежных источниках, определяется при проектировании ракет, исходя из следующих положений.

1. Начальный участок программы должен соответствовать виду старта. Обычно для баллистических ракет применяется вертикальный старт ввиду простоты и удобства, а также значительно меньших боковых перемещений ракеты в первые секунды полета, чем при наклонном старте. Продолжительность участка OtA (рис. 7.16,6) определяется временем, необходимым для того, чтобы ракета вышла на режим устойчивого полета. При небольших скоростях полета — в первые секунды после отделения ракеты от стартового устройства — стабилизирующий момент ракеты невелик

(так как мал скоростной напор 1Ty-), поэтому даже небольшие

отклонения газовых рулей приводят к появлению значительных угловых скоростей поворота ракеты относительно центра масс. Это вызывает нарушение расчетного характера движения в начале участка программного разворота (рис. 7.16,6) и может привести к тому, что ракета сойдет с программной траектории. Время полета на участке Ofа зависит от конструкции ракеты (например, для Фау-2 оно составляло 4 сек).

2. Закон 9np(f) на участке BK (рис. 7.16,6) должен обеспечить максимальную дальность стрельбы и минимальное рассеивание.

Чтобы выполнить эти в известной степени противоречивые требования, на участке BK выдерживается оптимальная зависимость впр(0. ПРИ этом Угол ® вблизи точки К берется близким к углу ®'к.

3. Стрельба по возможности должна во всем диапазоне дальностей данного образца ракеты вестись с одним программным механизмом (это существенно упрощает конструкцию системы управления).

4. Программа должна соответствовать маневренным качествам п прочностным характеристикам ракеты. Для обеспечения прочности ракеты и устойчивости се полета участок околозвуковых скоростей (M-0,8-т-1,2), где скоростной напор достигает максимума, ракета по программе должна проходить с минимальными или нулевыми углами атаки.

ГГ:

Возмущения, действующие на ракету в пол

ПОНЯТИе Об УСТОЙЧИВОСТИ ДВИЖеНИЯ fil*>'i

Траектория полета реальной ракеты отличается траектории в результате воздействия на ракету рао. , іцающих факторов. Для данного образца ракеты на ка, ность полета существует область пространства, называем.-, • кой траекторий, осью которой является невозмущенная или четная траектория. Вероятность выхода за пределы трубки люии.. траектории, отвечающей практически возможному сочетанию величин возмущений, достаточно мала. Сечение трубки плоскостью горизонта в районе цели дает эллипс (или крут) рассеивания ракеты (рис. 7.19, а). По времени действия на ракету эти факторы делятся па кратковременные и постоянные.

К кратковременным возмущающим факторам, воздействующим на ракету в течение сравнительно небольшого отрезка времени, можно, например, отнести порывы ветра, кратковременные нарушения режима работы двигателя («хлопки»), ошибки установки ракеты на стартовом агрегате, ложные токи в системе управления it т. д. Возмущения такого рода нельзя учесть при подготовке данных для пуска, поэтому они относятся к числу причин, вызывающих рассеивание ракет. Примером постоянно действующих возмущающих факторов можно считать отклонения конструктивных характеристик ракеты от их расчетных значений в результате допусков на изготовление и монтаж агрегатов, отклонения метеоусловий полета от табличных, систематические ошибки работы элементов системы управления, вращение Земли. Некоторые из этих возмущающих факторов при подготовке пуска учитываются (например, отклонение метеоусловий полета от табличных, влияние вращения Земли), но этот учет сопровождается определенными ошибками, поэтому действие данной группы факторов также приводит в конечном счете к отклонению ракет от цели.

В качестве примера постоянно действующего возмущения, не учитываемого при подготовке данных для пуска, рассмотрим влия-

иие перекоса линии действия силы тяги. Если ось камеры сгорания двигателя оказалась смешенной относительно продольной оси ракеты (например, в плоскости стабилизаторов I—III), і о сила тяги P на всем активном участке будет на плече А давать относительно центра масс возмущающий момент Л/| стремящийся развернуть ракету вокруг оси OZ1 против часовой стрелки (рис. 7.19,6). Для создания компенсирующего управляющего момента газовые рули высоты будут повернуты па дополнительный угол относительно программного угла отклонения ощ> Разложив вектор силы тяги по направлениям осей 0.Y1 и OY',, видим, что поступательное движение центра масс ракеты обес-печнвяг- меньшая (чем P) сила - ' „ss, а появившаяся .отэерекосасоставляю і AP = Z3SHIs будет і T1J масс ракеты вниз •«у- траектории. Вес і"Щ такому измене-лобового сопротивлении, эффективной силы , ч; времени набора требуемой скорости vv и параметров конца активного участка, что дальность полета ракеты уменьшится.
Предыдущая << 1 .. 54 55 56 57 58 59 < 60 > 61 62 63 64 65 66 .. 112 >> Следующая
Реклама
 
 
Авторские права © 2010 PiroChem. Все права защищены.