Лекция по “Теории полёта”. Часть 1
- Лекция по “Теории полёта”. Часть 1
- задачи решаемые для баллистической ракеты
- Движение , форма и гравитационное поле Земли
- Форма Земли
- Определение положения точки на Земной поверхности
- Гравитационное поле Земли
- Теорема об изменении количества движения системы материальных точек
- Формула Циалковского
- Система координат
- Аэродинамические силы
- Особенности аэродинамических характеристик
- Аэродинамические моменты
- Положение центра давления
- Демпфирующий момент
- Управляющие силы и моменты
- Управляющие моменты
- Основные типы органов управления баллистических ракет
- Комбинированные органы управления
- Сила реактивной тяги
- Аэродинамические схемы ЛА
- Общий вид траектории УБР
Комбинированные органы управления
1. Воздушные и газовые рули .
2. Воздушные рули в паре с основными двигателями , работающими в режиме форсирования –дросселирования .
Примечание :
Все перечисленные органы управления могут создавать управляющие моменты рысканья и тангажа , однако не все из них пригодны для создания момента крена .Если на ракете имеется один поворотный двигатель или если силы создающие момент рысканья и тангажа направлены вдоль продольной оси ракеты , то в этом случае для создания момента крена необходимо применять специальные управляющие двигатели , тяга которых действует в поперечной плоскости ракеты .Величина сил , создаваемая органами управления зависит от перемещений этих органов (чаще всего угловых) или от секундного расхода топлива , если для создания управляющей силы используется рассогласование тяг основных двигателей .
Рассмотрим определение сил и управляющих моментов , создаваемыми органами управления на примере ракеты с четырьмя управляющими двигателями .
Положительным отклонения управляющего двигателя будем считать его поворот против часовой стрелки , если смотреть со стороны соответствующей оси .
Т.е. на рис.23 положительным отклонением двигателей 2 и 4 будет отклонение вниз , а для двигателей 1 и 3 — отклонение вправо. Будем считать , что тяги всех четырех управляющих двигателей равны по величине .
Запишем проекцию Р управляющих двигателей на оси OX1Y1Z1
где 
- соответственно углы отклонения управляющих двигателей 1 , 2 , 3 , 4 .
- расстояние от носка ракеты до оси вращения управляющего двигателя .
- расстояние от носка ракеты до центра тяжести ракеты .
