газодинамические импульсные устройства что это
Газодинамическое импульсное устройство
с, Е 21 С 37/14, Е 02 1 э/30
tf 870704, кл. Е 21 С 7/14, 1979.
Авторское свидетельство СССР
Сущность изобретения; устройство состоит из корпуса-цилиндра. В корпусе помещен первый поршень, соединенный 4
ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) Изобретение относится к горной промышленности, может быть исполь30 вано для разрушения горных пород струями газа, бурения скважин а также может бить использовано для проветривания горных выработок.
Известно устройство для обрушения материала в бункерах и течках, имеющее основную емкость для сжатого воздуха, внутри i:îrîðîé расположен цилиндр с поршнем. Цилиндр одним торцом прикреплен к стенке емкости, а другим торцом сообщается с емкостью, На конце штока поршня имеется клапан, который перекрывает выходное сопло. К основной полости емкости и запорной емкости (подпорной емкости цил ндра) „,50 „, 1778294 А1 штоком и клапаном, имеющим Форму обтекателя с параболической образующей, клапан перекрывает сужающееся сопло. На штоке установлен с возможностью перемещения второй поршень.
Поршни в цилиндре образуют три камеры: накопительную камеру, подпорную камеру и камеру переменного объема между поршнями. В камере расположена пружина с заданным усилием, которое выбирается в зависимости or необходимой степени сжатия. В камеры сжатый газ подается через обратные клапаны.
Эти клапаны соединены с источником сжатого газа с помощью механизма, который последовательно подает сжатый газ к клапанам. Подпорная камера снабжена краном сброса. 1 ил, подведены трубопроводы, соединенные между собой и снабженные соответствен-, но двухходовым и трехлодовым кранами.
Устройство снабжено дополнительным источником энергии, выполненным в виде двух емкостей для жидкости, cRH занных между собой насосом. При этом одна емкость свя:-ана с патрубком дпя подачи сжатого воздуха, емкостью для сжатого воздуха и приводом клапана, а другая сообщена с атмосФерой.
Недостаток такогс устройства в том, что оно работает на двух видах энергии (сжатый г;з и вода), что неудоб» но в эксплуатации.
Наиболее близким к предлагаемому является устройство для р; зрушения
Поперечное сечение горшня больше, чем25
rоперечное сечение выпускного клапана. Благодаря наличию поршня, давление газа в выпускной камере можно ре» гулировать в зависимости от прочнос» ти разрушаемого грунта.
Недостаток такого устройства в невысокой эффективности при разрушении крепких пород. Хотя в этом устройстве и предусмотрено регулирование давления в накопительной камере, но наибольшее давление не может быть выше, чем давление в сети сжатого газа, В устройстве не предусмотрена возмож» ность дополнительного повышения давления в вь хлспной (накопительной) ка- 4О мере.
v.ðàíà сброса сообщена с атмосферой, обратные клапаны подпорной, нагнетательной камер и камеры переменного оЬъема через механизм последовательного включения соединены с источником сжатого газа.
На чертеже представлена принципи-альная схема устройства.
Газодинамическое импульсное уст» ройство состоит из корпуса-цилиндра
В корпусе помещен первый поршень
2, соединенный штоком 3 с клапаном 4, имеющем форму обтекателя с параболи» ческой образующей, клапан перекрывает сужающееся сопло 5. На штоке 3 установлен с возможностью перемещения второй поршень 6, Поршни в цилиндре сЬразуют три камеры: накопительную камеру 7, подпорную камеру 8 и камеру переменного объема 9. В камере 9 рас» положена пружина 10 с заданным усилием, которое выбирается в зависимости от необходимой степени сжатия. В камеры 7 и 8, а также 9 сжатый газ подается через обратные клапаны 11-13 соответственно. Эти обратные клапаны соединены с источником сжатого газа с гомощью механизма 14. Механизм 14 может быть выполнен в в> де вентиля, последовательно открывающего подачу сжатого газа сначала к клапанам l t, 12, а затем к клапану 13. Камера 8 снабжена краном сброса сжатого газа
Шток 3 выполнен пс>лым. В его полости установлена возвратная гружина 17, упирающаяся одной стороной в дно ци линдра 1.
Устройство работает следующим образом.
В исходном состоянии за счет пружин 17 и 10 клапан 4 перекрывает сопло 5, сжатый газ в камерах отсутствует, обратные клапаны 11-13 открыты, краны 15, 16 и механизм 14 закрыты.
Для работы устройства включают меха» низм 14. При этом сжатый газ через оЬратные клапаны 11 и 12 поступает в накопительную камеру 7 и подгорную камеру 8. Поршень 6 за счет сжатого
5 17 газа воздействует на пружину 10 и приводит ее в напряженное состояние.
После того как давление в камерах 7 и 8 достигнет величины давления в сети сжатого газа, обратные клапаны
11 и 12 закрываются. При этом за счет пружины 1 0 и поршня 6 давление в камере 7 повышается. После закрытия клапанов 11, 12 механизм 14 через клапан
13 подает сжатый газ в камеру 9. цри повышении давления в камере 9 происходит дополнительное сж тие газа в камере 7. Когда давление в камере 9 достигнет заданной величины, за крывается обр;тный клапан 13. При э ом механизм 14 отключается. Устройство готово к формированию импульсной газодинамической струи. При открытии
— крана 15 происходит сброс сжатого газа в атмосферу из подпорной камеры
Газодинамическое импульсное устройство
Номер патента: 1778294
Текст
Заявка
КАРЕВ ВИКТОР НИКОЛАЕВИЧ
МПК / Метки
Код ссылки
Реактор с циркулирующим псевдоожиженным слоем и способ отделения материалов в твердой фазе от топочных газов, отходящих из реакторной камеры
Номер патента: 1678195
. основную часть твердого материала, в возвратные трубопроводы и для напоавления после изменения направления основной части газов в вихревую камеру. Канал в вихревую камеру и трубопровод возврата твердого материала располагаются в г 1 инию так, что твердый материал проходит из одного канала в другой, не меняя направления. Твердый материал, отделенный на стенках вихревой камеры, удаляется в возвратные трубопроводы через Отверстие 16 между направляющей и с 1 енками 7, Очищенный газ удаляется через трубу 11, проходящую внутрь вихревой камеры; часть 5 10 3 5 20 30 35 40 45 50 трубы 10, которая пзрагг 18 льна продольной оси вихревой камеры и оба конца которой открыты соединена с трубой 11.В конструкции, показанной на фиг,6 и 7, сегзрз 1.
Поршень аэродинамической трубы адиабатического сжатия
Номер патента: 277336
. возрастания давления рабочего газа и удерживающие корпус в определенном положении, в то время как плунжер поршня продол. жает двигаться до увтора.Для гашения колебаний в сжимаемом рабочем газе на торцовой поверхности головной части поршня установлен перфорированный экран с определенным зазором.На чертеже изооражен предлагаемый поршень,Он содеркит головную часть 1 и корпус 2, которые могут смещаться один относительно другого вдоль оси трубы. Головная часть выполнена в виде плунжера и уплотнена кольцами по внутренней поверхности трубыи по вцутреннец цилиндрическои поверхности корпуса, образующей полость А.Полость А сообщается, каналами с,кольцевой полостью Б, образованной между корпусами 2 и надетой на него упругой цилиндрической гильзой.
Клапанный распределитель двух адсорберов сжатого воздуха
Номер патента: 1497426
Тормозная система прицепа
Номер патента: 937250
. давления в камере 68 в камерах бб и 67 также установится максимальное давление и прицеп будет полностью расторможен, при этом сжатый воздух из камеры 68 в камеру 66 перетекает через радиальные отверстия 51 и 52 в полом штоке 36, а также центральное осевое сверление 47 и радиальные отверстия 56 в штоке 44.Одновременно через клапан 5 и егоклапан манжету 61 сжатый воздух по трубопроводу 6 поступает в полость 26 устройства 7. После того, как давление в полостях пружинных тормозов возрастет настолько, что прицеп полностью растормозится, поршень 22 (фиг. 2) под воздействием силы от давления сжатого воздуха из полости 26, преодолевая усилие пружины 23, переместится вверх и сообщит полость 26 с полостью 27, в связи с чем сжатый воздух начинает.
Импульсная головка для изготовления и выбивки литейных форм
Номер патента: 1676743
. насадки 5, полости 6 которых сопряжены со щелями 4. В полости 2 над неподвижной плитой 3 размещена подвижная решетка 7, посредством штока 8 соединенная с поршнем 9 механизма 10 возвратно-поступательного перемещения. На решетке 7 снизу закреплены вертикальные планки 11 с элементами 12 жен каналом 13 здухом рабочей 4 для контроля и 16 механизма с магистралью 17 и 18. Камера клапаном 19, едующим обра, Кравцо Заказ 3068 Тираж Фбб Подписное ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СС 113035, Москва, Ж, Раушская наб., 4/5 оизводственно-иэдательский комбинат «Патент», г, Ужгород, ул.Гагар выпуск воздуха из камеры 16 через клапан 19. При этом сжатый воздух, находящийся в камере 15, перемещает поршень 9 со штокоь 1.
Газодинамическая импульсная установка (гиу)
Технический результат, на достижение которого направлена заявляемая полезная модель, состоит в построении системы гиперзвуковой аэродинамики для исследования в свободномолекулярном потоке течения плазмы, обнаружения, визуализации светодетонационных волн.
Гиперзвуковая труба Т-117 труба периодического действия, использующая сжатый воздух высокого давления, аккумулированный в баллонах емкостью 10 м 3 каждый.
Необходимая степень сжатия в трубе создается, с одной стороны, высоким давлением торможения в форкамере трубы (от 40 до 280 атм.) и, с другой стороны, использованием четырехступенчатой системы эжекторов или вакуумной емкости объемом 3000 м 3 с начальным разряжением до 0,01 мм рт.ст., создающих необходимое разряжение за одним из трех нерегулируемых диффузоров.
Труба имеет набор профильных осесимметричных сверхзвуковых сопл с выходным диаметром 1,0 м, рассчитанных на реализацию чисел М на выходе из сопла в диапазоне от 10 до 20. Диапазон чисел R e от 0,15·10 6 до 4,8·10 6 (отнесено к 1 м).
Для предотвращения конденсации воздуха в рабочей части при разгоне его до заданных сверхзвуковых скоростей осуществляется предварительный нагрев рабочего газа до температуры в форкамере 1200-2000 К с помощью электродугового подогревателя мощностью 25000 квт.
Рабочая часть трубы выполнена по схеме камеры Эйфеля с охлаждаемыми стенками и оборудована двумя быстродействующими механизмами ввода испытываемой модели в поток.
Труба оснащена быстродействующим измерительно-информационным комплексом в составе: тензометрических весов на разные случаи нагружения модели, датчиков давления и температуры, оптических средств визуализации потока, систем сбора и обработки информации с использованием средств вычислительной техники. Процесс эксперимента автоматизирован. Выходная информация выдается в виде таблиц и графиков. В гиперзвуковой аэродинамической трубе Т-117 могут проводиться следующие виды эксперимента:
— определение суммарных аэродинамических характеристик моделей летательных аппаратов и их элементов;
— определение распределения давления и тепловых потоков по поверхности моделей;
— визуализация картины обтекания с помощью интерферометра сдвига;
нее ток: последний из-за взаимодействия с магнитным полем принимает форму токового слоя. В условиях высокой проводимости токовый слой препятствует перераспределению магнитных потоков. В результате происходит накопление энергии в виде магнитной энергии токового слоя, которое может быть использовано для разрушения магнитогидродинамических ударных волн при движении летательных аппаратов (ЛА). Однако на данной установке невозможно проводить исследования возникновения светодетонационных волн (СВ).
Известна газодинамическая установка, см. В.И.Виноградов, Ж.Вернье, М.А.Каракин, Н.П.Филиппов и др. «Экспериментальное моделирование бесстолкновительных ударных волн на установке «плазменный фокус»», РНЦ «Курчатовский Институт», 2003 г.
позволили обеспечить бесстолкновительное движение плазменных потоков со скоростью 10 см/с. Направленное движение потока позволило моделировать формирование квазиперпендикулярных бесстолкновительных ударных волн с числом Альфеновского Маха М до 10, сжатие магнитного поля во фронте ударной волны и диссипацию энергии плазменного потока.
В гиперзвуковой АДТ определяются распределение давления по поверхности моделей, величина отхода и форма ударной волны, параметры в фотокамере установки Р 0 и Т 0, величины помех и статических давлений в потоке в месте расположений моделей, энтальпии торможения и степени возможного отклонения от термодинамического равновесия состояния газа на выходе из сопла.
Собственное свечение газа фиксируется через интерференционные светофильтры. Для определения положения ударной волны в условиях сильного собственного свечения газа используется теневая установка, основанная на использовании эффекта аномальной дисперсии.
Однако, данная установка не позволяет создавать физическую модель обтекания тел в неравновесной разряженной газовой среде. Данный метод не пригоден для измерений в потоках при возникновении светодетонационных ударных волн и в пограничных гиперзвуковых потоках.
Технический результат, на достижение которого направлена заявленная полезная модель, состоит в построении системы гиперзвуковой аэродинамики для исследования в свободномолекулярном потоке течения плазмы, обнаружения и визуализации светодетонационных волн.
сигналов соединен с пятым входом ЦВМ, блок управления УЗЧ связан с шестым входом ЦВМ.
Перечень фигур на чертежах.
Для пояснения сущности полезной модели на фиг.1 приведена функциональная схема импульсной газодинамической установки, где изображены:
Импульсная 2 газодинамическая 4 установка работает следующим образом.
Моделирование гиперзвукового полета требует воспроизведения в ГАТ давлений торможения от долей до сотен МПа и температур торможения до 10 4 К При гиперзвуковых числах Маха интенсивно растут потери полного давления при торможении потока и соответственно потребные перепады
ЛЯН 30 совмещает функции лазерной системы и ядерного реактора (А.А.Синявский. Энергетические реакторы-лазеры. Журнал «Атом» №22/03, стр.36-41. ФГУПРФЯЦ) Активная зона ЛЯН 30 является набором лазерных
Особенности реализации поперечного газодинамического управления
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(государственный технический университет)
ОСОБЕННОСТИ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
С АЭРОГАЗОДИНАМИЧЕСКИМ УПРАВЛЕНИЕМ
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.
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.
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: 1114 ; Мы поможем в написании вашей работы!