Управление направлением вектора тяги

Существует ряд способов управления направлением вектора тяги [2]. Наиболее эффективными управляющими органами являются газовые рули—профилированные поворотные элементы, устанавливаемые в потоке- продуктов сгорания вблизи выходного сечения сопла и имеющие по две рабочие поверхности, обтекаемые потоком. Изменяя угол наклона поверхностей руля к направлению потока газа, можно создавать моменты, действующие на корпус аппарата в нужном направлении. К сожалению, кроме полезной боковой составляющей силы, развиваемой ЖРД, на рули действует и сопротивление, приводящее к потере тяги ЖРД. Газовые рули, обеспечивая создание достаточно больших управляющих моментов, приводят одновременно к ощутимому снижению экономичности ЖРД. [c.26]

Другой способ управления направлением вектора тяги— изменение направления движения струи газа на выходе из сопла ЖРД- При этом способе внутрь части сопла со сверхзвуковым течением через отверстие в его стенке в поток газа вдувается струя газа или жидкости. При подаче в сверхзвуковой поток струи газа (жидкости) возникает косой скачок уплотнения. Давление в зоне за скачком выше, чем в невозмущенном потоке, поэтому возникает боковая сила, действующая на сопло ЖРД. Изменяя место вдувания и давление вдуваемого газа (жидкости), можно управлять боковой составляющей тяги. Система с вдувом в сопло приводит к небольшим потерям удельного импульса тяги, но требует использования достаточно сложных газораспределительных устройств. При однокамерной двигательной установке система вдува не позволяет создать момент для управления по крену. [c.27]

Топливо с высоким энергетическим потенциалом Эффективное управление направлением вектора тяги Малый вес при транспортировке (без горючего) Безопасное хранение (взрывобезопасная топливная смесь) Возможная пригодность топлива Д.Т1Я снабжения войск [c.439]

Может требоваться повторное действие и управление направлением вектора тяги в широких пределах [c.440]

Передняя и задняя пары поворотных сопел механически связаны и поворачиваются с помощью пневматических силовых цилиндров, работающих на воздухе, отбираемом от компрессора. В систему поворота сопел входят один дифференциальный и два карданных вала, редуктор и цепная передача. Для организации поворота потока с малыми гидравлическими потерями в горловине каждого патрубка установлены профилированные направляющие лопатки. Управление положением сопел, а следовательно, и направлением вектора тяги производится летчиком. [c.194]

Управление несущим винтом осуществляется изменением циклического и общего шагов. Изменение общего шага соответствует изменению среднего угла атаки лопастей и величины силы тяги. Изменение циклического шага представляет собой изменение угла установки лопасти с частотой оборотов, что приводит к наклону плоскости концов лопастей. При этом вместе с плоскостью концов лопастей наклоняется вектор тяги, создавая момент относительно центра масс вертолета, лежащего ниже втулки несущего винта. На бесшарнирном несущем винте и винте с разносом ГШ лопастей одновременно с наклоном плоскости концов лопастей создается момент на втулке. Таким образом, изменение общего и циклического шагов позволяет эффективно управлять величиной и направлением вектора тяги несущего винта. При работе несущего винта с постоянной угловой скоростью для изменения тяги необходим механизм общего шага. Следовательно, введение механизма изменения циклического шага ненамного увеличивает механическую сложность несущего винта. Для изменения шага лопастей с частотой оборотов требуется автомат перекоса той или иной конструкции (см. разд. 5.1). [c.700]

Способ управления несущим и рулевым винтами для получения необходимых управляющих сил и моментов зависит от схемы вертолета. В табл. 15.1 указаны способы управления вертолетами различных схем с механическим приводом винтов. Циклический шаг несущего винта управляет наклоном плоскости концов лопастей, а следовательно, и направлением вектора тяги и создает момент на втулке. Общий шаг несущего винта управляет величиной тяги. Управление высотой для вертолетов всех схем осуществляется изменением тяги несущего винта с помощью общего шага. Продольное и поперечное управления [c.701]

Вращающееся управляющее сопло представляет собой орган управления, который позволяет изменять направление вектора тяги относительно оси ракеты за счет несовпадения вектора тяги сопла с осью его вращения. [c.231]

Автоматическое управление аппаратом на активных участках траектории полета значительно сложнее, чем на пассивных. На активных участках к программе ЦАП управления ориентацией добавляются программа управления траекторией попета, программа вычисления массы корабля, в алгоритме оценки определяется угловое ускорение а законы управления ЖРД РСУ видоизменяются таким образом, чтобы по оцененному значению углового ускорения ввести поправку в текущее значение эффективности управления на участках снижения и посадки на Луну осуществляется управление величиной и направлением вектора тяги посадочного ЖРД, с учетом взаимодействия с ЖРД РСУ. [c.82]

Способ изменения направления вектора тяги с помощью основных поворотных или специальных рулевых камер сгорания является одним из наиболее эффективных. В двигательной установке с одной камерой сгорания для изменения направления вектора тяги ЖРД или камеру сгорания устанавливают в кардановом подвесе, который позволяет изменять направление тяги в двух плоскостях. Для управления по крену в этом случае необходимо специальное устройство. [c.27]

Углы наклона ПКЛ приближенно пропорциональны характеристике режима работы винта fx. Чтобы сохранять неизменным направление вектора силы тяги с увеличением скорости полета, необходимо наклонять ППУ вперед и вбок, в сторону отступающей лопасти, компенсируя возрастающий наклон ПКЛ. Таким образом, при увеличении скорости полета нужно смещать ручку управления вперед дополнительно к требуемому для увеличения пропульсивной силы. Кроме того, следует увеличить смещение ручки влево. [c.193]

Дополнительным источником потерь при наклонном подъеме служит отклонение вектора тяги от направления вектора скорости. Это отклонение неизбежно, если мы хотим заставить ракету следовать по определенной (не вертикальной) траектории разгона. А отсюда следует, что не вся тяга расходуется на увеличение скорости. Возникающие потери скорости могут быть названы потерями на управление [1.44]. Эти потери, конечно, представляют собой меньшее зло, чем огромные лишние гравитационные потери в случае вертикального разгона. Потери на управление могут быть условно включены в гравитационные, так как их происхождение связано с наличием силы тяжести. [c.75]

Исполнительные устройства системы управления вектором тяги, включающие в себя три ВУС, расположенные под углом У = 120° (рис. 4.11), аналогично предьщущему случаю сопла, совмещают функции движителя и органа управления ВТ по направлению. [c.237]

Так как ЖРД взлетной ступени имеет вектор тяги, постоянный по направлению, закон управления ЖРД РСУ приспособлен к п ированию больших и переменных по времени возмущающих моментов на активном участке траектории полета взлетной ступени. [c.79]

Перед включением ЖРД служебного отсека для перевода основного блока на траекторию полета к Земле, астронавтов предупредили, что будет подаваться аварийный сигнал, поскольку дублирующая система управления вектором тяги неисправна. Астронавты не должны обращать внимания на аварийный сигнал. Исследование этой ситуации на Земле показало, что опасности для астронавтов не возникает даже в случае, если во время работы ЖРД служебного отсека откажет основная система регулирования направления вектора тяти и произойдет [c.198]

Реактивное торможение КА осуществляется прн использовании реактивной системы мягкой посадки. Рассмотрим управление КА с использованием двух управляющих параметров величины тягн двигателя P(t) и ее направления 5(i). Задача формулируется следующим образом определить закон управления вектором тяги ДУ на участке реактивного торможения из условия минимума расхода топлива или, что одно и то же, максимума конечной массы КА при заданных ограничениях на управляющие параметры и граничных условиях траектории снижения, [c.438]

Н/с. 24.7. Систэшг неортогонаяьных осей координат лунного ксрабля Закон управления направлением вектора тяги При проектировании управления карданом ЖРД для изменения направления вектора тяги [c.87]

Управление направлением вектора тяги. Ракетный двигатель предоставляет конструктору снаряда удобный механизм для создания управляющих моментов по курсу, крену и тангажу. Использование одностепенного шарнира, шарнира Гука, газовых рулей и несложного сопла, работающего на выходных газах турбины и прикрепленного посредством шарнира Гука, позволяет, несмотря на некоторое усложнение двигателя, управлять направлением полета снаряда. Если используется одностепенной шарнир, то вектор тяги может вращаться вокруг одной оси. Шарнир Гука, или универсальный шарнир, выполняет те же функции, но относительно двух осей. Газовые рули действуют благодаря [c.463]

Для управления полетом требуется изменять величину и направление вектора тяги ракетного двигателя. Изменение тяги по величине, или регулирование тяги, бывает желательным в разных пределах — от нескольких процентов для маршевых двигателей ускорителя до 1 10 при посадке на Луну или другие планеты ( Рейнджер , лунный модуль КК Аполлон , ЖРД RL-10) и до 1 100 при встрече и стыковке космических аппаратов. Управление вектором тяги позволяет изменять положение космического аппарата, создавая моменты по углам тангажа, рыскания и крена. Моменты, создаваемые по углу тангажа, поднимают или опускают нос аппарата, по углу рыскания поворачивают аппарат влево или вправо, по углу крена вызывают поворот относительно его продольной оси. В общеЫ случае вектор тяги проходит через центр масс космического аппарата и направлен вдоль его оси, поэтому управление пО каналам тангажа и рыскания можно осуществлять угловы отклонением вектора тяги маршевого двигателя, тогда как уп равление по каналу крена требует наличия по меньшей мере двух газовых рулей в сопле или двух сопел. [c.200]

В поворотных системах весь двигатель, сопло или выхлопные патрубки турбины установлены в подшипниках и могут поворачиваться в пределах какого-то угла с изменением направления вектора тяги. Это наиболее распространенный способ управления (маршевые двигатели Н-1 и F-1 ракет-носителей семейства Сатурн , маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл SSME, RL-10, ЖРД с центральным телом), так как характеризуется минимальными потерями удельного импульса. Газовые рули и дефлекторы изменяют направление движения газового потока на выходе из сопла. Они доказали свою высокую надежность, но подвержены сильной эрозии и их применение приводит к потерям осевой тяги. Вторичньш впрыск рабочего тела (газа или жидкости) через стенку расширяющейся части сопла в основной поток продуктов сгорания приводит к возникновению косых скачков уплотнения, вызывающих изменение направления истечения части газа. Вспомогательные управляющие сопла постепенно эволюционировали к ЖРД малой тяги, которые также используются для управления космическим аппаратом и регулирования скорости полета при выключенном маршевом двигателе. Маленькие верньерные ЖРД применялись на ракетах Тор и Атлас . Они же используются в системе реактивного управления ВКС Спейс Шаттл . [c.201]

Программа Р40 вводится в бортовую ЭЦВМ за 5 мин до зажигания ЖРД двигательной установки служебного отсека во всех случаях, когда осуществляется маневр управления траекторией полета корабля Apollo. Точное направление вектора тяги ЖРД в начале маневра и метод осуществления маневра зависят от параметров цели, которые должны быть з анее известны. [c.108]

В процессе работы ЖРД Д. Макдивитт с помощью ручного управления изменял направление вектора тяги и, по его заключению, на режиме ручного управления в дополнение к слабым колебаниям по тангажу и рысканию ощущались колебания и по крену. [c.125]

При формировании закона управления испольЗуют разность между параметрами опорной и действительной траекторий КА. Разность между расчетным и действительным углами направления вектора тяги (8 - 8д йст8.) определяет сигнал рассогласования прн формировании закона управления ориентацией вектора тяги Р, формируемого двигательной установкой (ДУ) (рнс. 13.10). Для упрощения расчетов потребного времени создания нужного приращения скорости для перехода на траекторйн встречи используем ДУ постоянной тяги. Интервалы времени между приложениями тяги ДУ зависят от наличия ошибки при натрерывном сравнении [c.362]

Рассмотрим силу тяги двигательной установки. На ракете (на каждой ее ступени) может размещаться несколько ракетных дзигателей, в том числе и малой тяги. Нас сейчас будет интересовать сила тяги основного ракетного двигателя, называемого маршевым. Вектор тяги маршевого двигателя ориентирован, как правило, вдоль продольной оси ракеты и про.чодит через ее центр масс (возможные отклонения силытяпе от этого направления для создания управляющих мо.ментов здесь пока не рассматриваются). Сила тяги маршевого двигателя яв.мяется основной управляющей силой, с помощью которой обеспечивается управление движением центра масс ракеты. Управление этой силой состоит в изменении направления вектора тяги, что достигается поворотом корпуса всей ракеты в требуе юе положение 1ю углам тангажа и рыскания (рис. 1.16). [c.61]

Рассмотрим возможные варианты задания программ управления, оторымн определяется найденный закон движения ракеты на АУТ. С дной стороны, программы управления могут быть заданы в виде ункций изменения во времени углов тангажа и рыскания, входящих зно в правые части уравнений (1.1) в качестве параметров управления определяющих направление вектора тяги ДУ. В качестве параметров правление могут использоваться также углы атаки и скольжения, оторыми в номинальных условиях движения углы тангажа н рыскания пределяются однозначно. [c.263]

Требуемое приращение скорости Д показывает, какое дополнительное приращение скорости надо сообщить ракете для достижения момента отделения ГЧ, Таким образом, дальнейщее управление движением ракеты, т.е. выбор программных углов тангажа и рыскания, определяющих направление вектора тяги ДУ, должно осуществляться таким образом, чтобы обеспечить набор недостающей скорости Д а отсечку тягн ДУ и отделение ГЧ следует провести в момент обнуления вектора Р . На практике требование равенства нулю модуля требуемого приращения скорости заменяют неравенством [c.346]

Таким образом, получены явные выражения для расчета единичного вектора определяющего направление вектора тяги ДУ и продольной оси ракеты. Определив компоненты вектора в абсолютной стартовой системе координат, нетрудно рассчитать далее программные значения углов тангажа и рыскаиия. Очевидно, что прн у = О получаем управление, прп котором продольная ось ракеты направляется непосредственно по вектору допо.-ннтельной скорости, а прп у = 1 - ис.ходное управление без коррекции модуля вектора Ь. Оптимальное по критерию минимума рас.хода топлива значение параметра у определяется путем моделирования процесса управления для заданных условий пуска. Расчеты показывают, что прп пусках иа дальность 10 тыс. км у 0,4, причем оптимум в диапазоне от О до 1 весьма пологий. [c.356]

Исполнительные органы системы управления снарядом осуществляют стабилизацию положения снаряда или удержание заданного направления вектора тяги. Здесь не имеет существенного значения, используется ли радиоуправление или инерциальная навигация. Она может быть выполнена многими способами. На немецкой ракете У-2 применялись аэродинамические рули в воздушном потоке, а также газовые рули в выхлопной струе ракетного двигателя. 1У1огут применяться также управляющие струи, тяга которых перпендикулярна к направлению тяги основного двигателя. Если возмущающие моменты очень малы, какими они могут быть в космическом полете, требуемые управляющие моменты тоже являются малыми и могут быть получены от движущихся масс или даже от давления солнечной радиации. Обычными органами управления, применяемыми на активном участке полета, являются камеры сгорания ракетного двигателя, установленные на шарнирном подвесе. На рис. 22.11 представлена схема канала управления углом рыскания для снаряда, использующего эти органы управления. Конту- [c.664]

Одна из современных конструкций газодинамического органа управления основана на принципе изменения направления вектора силы тяги основного двигателя путем впрыска жидкости или вдува газа в сопло (рис. 1.9.11,е). Механизм возникновения управляющего усилия состоит в следующем. Поток жидкости или газа, подводимый в сверхзвуковую часть сопла через отверстие 1, взаимодействует со сверхзвуковым потоком газообразных продуктов сгорания топлива и, отклоняясь, от первоначального направления, течет в область 2. При обтекании основным потоком этой области образуется скачок уплотнения 3, за которым происходит поворот потока и, как следствие, повышение давления. В результате возникает управляющее усилие Рр. Изменяя расход жидкости, впрыскиваемой в сопло,можно регулировать величину управляющей силы.Впрыск жидкости через различные отверстия, расположенные по окружности поперечного сечения сопла, позволяет обеспечить необходимое направление этой силы. Особенность рассматриваемого рулевого устройства состоит в том, что возникновение управляющего усилия практически происходит без уменьшения тяги основного двигателя. Объясняется это тем, что снижение тяги вследствие потери механической энергии потока газа при переходе через скачок уплотнения компенсируется ее возрастанием благодаря увеличению массы истекающих газов. Более того, тягу можно несколько увеличить, если в качестве впрыскиваемой жидкости применить окислитель, который, вступая в химическую реакцию с недогоревшим топливом, увеличит полноту сгорания. Достоинством рулевого устройства является отсутствие в нем дополнительных подвижных элементов двигателя или сопла,, что упрощает конструкцию и делает его более надежным в эксплуатации. [c.86]

На рис. 118 изображена кормовая сборка ТТУ и показано расположение агрегатов системы управления вектором тяги, а на рис. 119 показано устройство гибкого соединительного узла сопла. Соединительный узел представляет собой оболочку из гибкого эластичного материала с 10 стальными кольцевыми прокладками дугообразного сечения. Первое и последнее армирующие кольца прикреплены к неподвижной части сопла, которая соединена с корпусом двигателя. Исполнительные механизмы поворотного сопла работают от вспомогательного энергоблока [114]. Он состоит из двух отдельных гидронасосных агрегатов, которые передают гидравлическую энергию на рабочие сервоцилиндры, причем один обеспечивает поворот сопла в плоскости скольжения, а другой — в плоскости бокового разворота (рис. 120). Если один из агрегатов отказывает, гидравлическая мощность другого увеличивается и он регулирует отклонение сопла в обоих направлениях. Начиная с операции отделения ускорителя вплоть до его входа в воду, приводы поддерживают сопло в нейтральном положении. Сервоцилиндры ориентированы наружу под углом 45° к осям тангажа и рыскания летательного аппарата. Отметим, что вспомогательный энергоблок, питающий приводы системы управления вектором тяги в рассматриваемом РДТТ, работает на жидком однокомпонентном топливе — гидразине, который подвергается в газогенераторе каталитическому разложению на катализаторе в форме алюминиевых таблеток, покрытых иридием. [c.205]

Исследование динамики спутника, стабилизированного вращением, начнем с изучения короткопериодического движения оси вращения, причинами возникновения которого могут быть следующие факторы [28] 1) наличие ненулевых начальных условий по угловой скорости в плоское-TJ1, перпендикулярной оси вращения, что может иметь место, например, вследствие неидеальной работы периодически включающейся системы ориентации 2) наличие момента, постоянного в связанной системе координат, например, управляющего момента, момента от травления рабочего тела газореактивной системой при отсутствии управления, возмущающего момента при включении двигателей коррекции орбиты вследствие отклонения вектора тяги от направления в центр масс спутника 3) несовпадение строительных осей спутника с его главными центральными осями инерции. [c.86]

Управление проекцией тяги осуществляется за счет поворота вектора тяги (сопла или всего двигателя) вокруг оси, не совпадающей с направлением тяги. При первом взгляде управление проекцией тяги кажется наиболее эффективным по глубине регулирования (возможны даже обнуление тяги и ее реверс), простым и надежным (управление не связано с воздействием на внутрикамерные процессы) и универсальным (управление как величиной, так и направлением результир)тощего вектора тяги может осуществляться одними и теми же исполнительными устройствами) способом оперативного управления. Более внимательное его рассмотрение поясняет причины существенного ограничения областей эффективного применения этого способа. Главным ограничивающим фактором широкого использования способа зшравления проекцией тяги является непроизводительный расход топлива на режимах пониженной тяги. Поэтому о рациональном применении этого способа можно говорить только в том случае, когда требуемая циклограмма работы предусматривает отношение полного располагаемого суммарного импульса тяги к фактически требуемому, близкое к единице (т.е. относительное время работы на режимах пониженной тяги должно быть мало). Проиллюстрируем это следующими рассуждениями. [c.225]

Наиболее логичным, простым и надежным способом управления осевой проекцией тяги при составлении двигательной установки из нескольких (например, четырех) двигателей является поворот по командам системы управления этих двигателей вокруг какой-либо оси, образующей с вектором тяги этого двигателя некоторый угол. Такие двигатели называются верньерными. Идея управления посредством поворота всего РДТТ принадлежит Кибальчичу (1881 г.). Практическое использование верньерных двигателей началось с БРСД РТ-1 (8К95). Впрочем, главным назначением этих, как и подавляющего большинства всех известных верньерных двигателей, является управление направлением тяги (в основном в качестве двигателей крена). Схемы верньерных двигателей представлены на рис. 4.2. [c.228]

Работа шла и в другом направлении, например разрабатывался летательный аппарат с реактивным двигателем с управлением вектором тяги на взлете, в полете и при посадке. Это направление представлено английским самолетом короткого взлета и посадки Харриер и опытным советским самолетом Як-36, не считая палубного самолега Як-38, в котором объединены оба принципа ТРД с управлением вектором тяги в сочетании с подъемными реактивными двигателями... [c.218]

Управление полетом ступени S-1VB осуществляется отклонением вектора тяги ЖРД 3-2 по командам бортовой ЭЦВМ приборного отсека. Электронасос гадросистемы, управляющей отклонением ЖРД на кардане, начинает работать до старта ракеты и держит систему под давлением, в результате чего ось ЖРД удерживается ориентированной через центр масс аппарата. На активном участке траектории гидросистема управления вектором тяги отклоняет ЖРД на 7° в двух перпендикулярных направлениях. [c.22]

Решение этой задачи с помощью математической теории оптимального управления показывает, что минимального расхода топлива достигают при релейном переключении тяги двигателя с одного граничного значения на другое. Анализ оптимальных траекторий свидетельствует о том, что для широкого диапазона изменений начальных условий, массы КА и характеристик ДУ величина тяги имеет одно переключение (с минимального значения на максимальное), а угол между вектором скорости КА и направлением тяги ДУ монотонно убывает с некоторого малого значения 5 10...12° до 5 0. Найденный оптимальный закон управления вектором тяги позволяет оценить предельные возможности по управлению ДУ с точкн зрения минимизации расхода топлива на торможение КА. Кроме того, оказывается возможным, используя найденное оптимальное решение, определить требования, которым должна удовлетворять траектория в конце участка осиовиого аэродинамического торможения. Так, исследования показывают, что независимо от типа рассматриваемой СМП для уменьшения энергетических затрат на активное торможение КА прн работе СМП необходимо стремиться к получению в конце участка аэродинамического торможения (на заданной конечной высоте) минимальных значений скорости и угла наклона траектории к местному горизонту 0 , . При этом для 0 в принципе следует требовать минимума, равного нулю. Этот критерий оптимальности и может быть принят при авалн-эе траекторий основного аэродинамического торможения. [c.439]

В большинстве рассмотренных вышесчем газодинамических органов управления ракеты моменты тангажа и рыскания создаются путем отклонения вектора тяги ДУ от продольной оси ракеты, вследствие чего образуется эксцентриситет тягн. Тот же результат может быть достигнут смещением центра масс ракеты от ее продольной оси в поперечном направлении. [c.74]

Так, на ракете основной управляющей силой является тяга ДУ. Поскольку вектор тягн направлен по продольной оси ракеты, то в качестве параметров управлення удобно рассматривать углы тангажа и рыскання, определяющие ориенташ о продольной оси ракеты относительно осей абсолютной стартовой системы координат. Для ракеты с регулируе.мой тягой ДУ третьим независимым параметром управления, определяющим модуль тяги, может служить величина массового секундного расхода топлива т , входящая в соответствии с формулой (1.26) в выражение для силы тяги. [c.76]

Вариант I. Пусть единственным ограничением на параметры управлитя является ограниченность тяги ДУ, которая в соответствии с неравенством (1.64) может принимать любые значе я в пределах от пуля до своего максимального значения. Ограничения на ориентацию вектора тяги не накладываются. Подобная свобода выбора направления тяги ЛУ прн решении задач управления характерна для ступенн разведения БР, предназначенной для формирования боевых порядков боевых блоков разделяющейся головной части. [c.93]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...