Управление вектором и величиной тяги

УПРАВЛЕНИЕ ВЕКТОРОМ И ВЕЛИЧИНОЙ ТЯГИ [c.200]

Управление вектором и величиной тяги [c.201]

Управление направлением и величиной вектора тяги [c.440]

Наиболее распространена схема одновинтового вертолета с рулевым винтом — небольшим вспомогательным винтом, используемым для уравновешивания реактивного крутящего момента несущего винта и для путевого управления. Рулевой винт устанавливается вертикально на хвостовой балке его тяга направлена влево, если несущий винт вращается по часовой стрелке. Плечо силы тяги рулевого винта относительно оси вала несущего винта обычно несколько больше радиуса последнего. Управление по тангажу и крену в этой схеме обеспечивается наклоном вектора силы тяги несущего винта посредством изменения циклического шага управление по высоте — изменением величины тяги несущего винта посредством изменения его общего шага путевое управление — изменением величины тяги рулевого винта посредством изменения его общего шага. Эта схема проста и требует одного механизма управления несущим винтом и одной трансмиссии для его привода. Рулевой винт обеспечивает хорошую путевую управляемость, но требует затраты мощности для уравновешивания аэродинамического крутящего момента, что увеличивает суммарную потребную мощность вертолета на несколько процентов. Недостатком одновинтовой схемы является обычно небольшой диапазон допустимых центровок он увеличивается при использовании бесшарнирного винта. Кроме того, рулевой винт, если он расположен не очень высоко на хвостовой балке, представляет некоторую опасность для наземного персонала в этом случае не исключена также возможность удара рулевого винта о землю при эксплуатации вертолета. Рулевой винт работает как вертикальное и горизонтальное оперение в потоке, возмущенном несущим винтом и фюзеляжем, что снижает его аэродинамическую эффективность и увеличивает нагрузки и вибрации. Одновинтовая схема (с рулевым винтом) наиболее подходит для вертолетов малых и средних размеров ). [c.298]

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]

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]

Как и следовало ожидать, сдвиг по фазе между циклическим управлением и маховым движением точно равен 90°, а амплитуду угла взмаха определяет величина отношения управ-ляюш,его момента к демпфирующему. В рассматриваемом случае = —М =1/8, т. е. и ПКЛ всегда параллельна ППУ. При полете вперед относительное положение ПКЛ и ППУ однозначно определяется режимом работы винта, так как углы + 0is и Рь- — 0 завися г только от скорости полета и нагрузки винта. Когда летчик, действуя управлением, наклоняет ППУ, наклоняется и ПКЛ, а вместе с ней вектор силы тяги. Используя циклическое управление (наклон тарелки автомата перекоса) для отклонения вектора силы тяги, летчик может создавать моменты относительно центра масс вертолета и благодаря этому управлять положением вертолета. [c.191]

К нему следует добавить некоторый момент сил в плоскости вращения, вызванных несовпадением вектора силы тяги с осью конуса лопастей. В случае шарнирного несущего винта без относа ГШ моменты на втулке отсутствуют и все моменты относительно центра масс возникают при наклоне вектора силы тяги. На таком вертолете следует избегать режимов полета с низкими перегрузками, когда управление и демпфирование от винта могут исчезнуть, поскольку они пропорциональны силе тяги. Способность шарнирного винта создавать управляющие моменты может быть примерно удвоена путем применения относа ГШ, причем обусловленная им часть момента не зависит от величины силы тяги. В случае бесшарнирного винта момент на втулке в 3—4 раза превышает момент от наклона вектора силы тяги. Таким образом, бесшарнирный винт обеспечивает намного более высокую эффективность управления и демпфирования, чем шарнирный, но одновременно он более чувствителен к порывам ветра (см. также разд. 5.13). [c.579]

Операция на втором этапе должна перевести космический аппарат из одной точки пространства в другую при заданных векторах скорости в начале и в конце пути При этом перелет должен быть энергетически оптимальным, т. е. требовать минимальной затраты рабочего тела 2). Такой перелет требует сложного управления тягой, которая должна по возможности менять непрерывно и свою величину и направление. Можно заранее предвидеть, что необходимость затормозить полет примерно с середины пути, чтобы стал возможен выход на околопланетную орбиту, увеличит продолжительность перелета. К этому еще добавится время спуска на орбиту спутника. [c.344]

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]

Закон управления сближением КА по методу затухающего перехвата для данного конкретного случая выглядит так, как показано на рис. 13.13, и адекватен отклонениям контролируемых величин. Сигнал рассогласования 11(1) является сигналом управления углом отклонения вектора тяги Р КДУ КА. [c.364]

Наряду с величинами и гн в качестве параметров управления могут рассматриваться проекции вектора тяги на оси стартовой системы координат [c.92]

С системой инерциального управления связаны исполнительные органы системы управления снарядом, которые физически управляют снарядом и поддерживают определенные величины углов тангажа, крена и рыскания при наличии внешних возмущений. Эти органы вызывают изменение направления вектора силы тяги снаряда (обычно путем изменения положения снаряда), когда получают сигнал от системы инерциального управления. Функциональные элементы этих систем управления часто бывают выполнены совместно друг с другом. [c.648]

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]

Контур управления вектором тяги состоит из двух главных элементов -суммирующего регистра, выдающего смещение, и низкочастотного фильтра, проводящего сумм ный командный сигнал с частотой квантования ЦАП. Разность между величиной смещения и выходным сигналом низкочастотного фильтра вводится на суммирующий регистр каждые 0,5 сек с тем, чтобы медленно корректировать ошибки регулирования, вызванные эксцентриситетом вектора тяги. Это в некоторой степени эквивалентно введению пропорционально-интегральной передаточной функции между компенсирующим фильтром и сумм нымсигналому правл е ния. [c.69]

Эмпирически определяется параметр , минимизирующий расход топлива на маневр. Для конкретной фазы попета обычно достаточно иметь постоянное значение , однако, если это необходимо, можно представить, как функцию удобной системы переменных. Схема, иллюстрирующая расчет требуемого сигнала коррекции ошибки управления приведена на рис. 32.3. Векторы положения, скорости и гравитационного ускорения подсчитываются, как укзвывалось раньше. Требуемая для выполнения конкретной задачи попета импульсная скорость определяется по вектору положения и используется для расчета Vg. Точно произведенный расчет на выходе системы выдает вектор командной угловой скорости, величина которогй пропорциональна малой угловой разности между действительным и командным векторами ускорения от тяги и направление его указывает требуемое направление [c.105]

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]

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]

Здесь нулевая гармоника 0о — это средний угол установки лопасти, а первые гармоники ряда характеризуют циклическое изменение угла установки с частотой 1. Изменение угла установки лопасти происходит по двум причинам. Во-первых, при работе винта возникают упругие деформации лопасти и элементов цепи управления (динамические степени свободы). Это движение описывают уравнения, которые выводятся из условия равенства нулю суммы моментов, действующих на лопасть относительно ее оси. Во-вторых, угол установки изменяется вследствие действия системы управления. Именно изменением угла установки лопастей летчик управляет вертолетом. Моменты относительно оси лопасти малы, а изменения подъемной силы, вызванные действием управления, значительны, так как происходит непосредственное изменение угла атаки. Поэтому управление углом установки лопастей — весьма эффективный способ управления силами, создаваемыми несущим винтом. Обычно управление охватывает только нулевую и первую гармонику, т. е. задает угол установки 0 = 0о-f 0i os -f 0и sirni без учета деформаций. Среднее значение 0о называют общим шагом винта, а сумму первых гармоник с коэффициентами 0i и 0и — циклическим шагом. Изменение общего шага позволяет управлять в основном средними силами на лопастях, а значит, величиной силы тяги винта, изменение же циклического шага дает возможность управлять ориентацией плоскости концов лопастей (т. е. первыми гармониками махового движения), а значит, наклоном вектора силы тяги. Угол 0i определяет поперечный наклон вектора силы тяги, угол 01S — продольный. [c.163]

ДЛЯ циклического шага рассматривались в разд. 5.5 в связи с маховым движением. Они могут также быть представлены через величины моментов на несущем винте, которые должны быть обеспечены отклонением управления. Поперечный момент на винте необходим для поддержания заданного наклона плоскостей концов лопастей Pi , создаваемого маховым движением. Этот момент, определяемый продольным циклическим шагом ви, компенсирует изменение угла атаки лопасти вследствие махового движения. На винте имеется также поперечный момент вследствие большей скорости наступающих лопастей в поступательном полете он требует отклонения продольного управления, пропорционального ц. Наконец, для поперечного наклона плоскости концов лопастей Ри требуется поперечный момент на втулке, пропорциональный (v —1), который создается нро-дольным управлением. Член в выражении для поперечного циклического шага 01с имеет аналогичное происхождение. Перемещение центра масс вертолета вперед требует отклонения плоскости концов лопастей назад APi С 0) для наклона вектора тяги и сохранения равновесия моментов по тангажу. Система продольного управления обычно выполняется так, что отклонение ручки управления на себя создает на вертолете кабри-рующий момент путем наклона вектора тяги назад. Поэтому наклон -плоскости концов лопастей назад для парирования смещения центра масс( Д0и > 0) соответствует отклонению ручки на себя . Аналогично, парирование смещения центрд масс вправо требует наклона плоскости концов лопастей влево и такого же отклонения ручки управления. С увеличением ц плоскость концов лопастей наклоняется назад и в сторону наступающей лопасти (примерно пропорционально ц, см. гл. 5). Таким образом, для сохранения требуемой ориентации плоскости концов лопастей с ростом скорости полета необходим наклон ее вперед и, следовательно, отклонение ручки управления от себя . Для компенсации бокового наклона плоскости концов лопастей требуется поперечное отклонение ручки с увеличением скорости полета. Поперечный наклон конуса лопастей чувствителен к неравномерности поля индуктивных скоростей винта эта нежелательная связь возрастает на малых скоростях полета. [c.705]

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]

На активных участках траектории полета используется логика управления, показанная на рис. 24.6. Точки пересечения парабол с осью е передвигаются в. зависимости от величины расчетного смещающего углового ускорения. Точки пересечения (1°, -2°, 0,75 ), показанные на рисунке, типичны для активного участка взлета, когда вектор тяги ЖРД взлетной ступени смещен. Крутизна четырех парабол устанавливается по четырем разностям угловых ускорений. Берхняя левая парабола определяется минимальным ускорением 1П1П=1,4 град/сек , как и в случае пассивного полета. Берхняя правая парабола определяется располагаемой разностью ускорений между ускорением от смещающего момента и противоположным по знаку ускорением от ЖРД РСУ. [c.86]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...