Изменение тяги на траектории

Большой практический эффект связан с управлением модулем вектора тяги. Такое управление достигается изменением тяги на траектории по соответствующему закону. При этом плавную регулировку тяги можно производить, изменяя давление в камере двигателя и площадь критического сечения сопла 5 путем продольного перемещения центрального тела (рис. 4.1.1). Такое перемещение изменяет весовой секундный расход продуктов сгорания топлива [c.303]

Изменение тяги на траектории [c.283]

Несмотря на то, что определению тяги двигателя мы уже уделили достаточное внимание, нам необходимо еще раз вернуться к этому вопросу, но уже в связи с темн изменениями, которые претерпевает тяга на траектории. [c.283]

В этих уравнениях члены сумм слева и справа от интеграла выражают изменение соответствующей функции при вынужденном движении ТА по каким-то образом выбранной траектории с определенным значением тяги слева — значение функции в точке 1, а справа — изменение ее на участке от точки 2 до окончания движения ТА. [c.179]

Задача захода на посадку и посадки на авианосец является уникальной, поскольку она обусловлена внешними условиями, характеристиками авианосца и характеристиками системы летчик — планер — двигатель . Кроме требований прочности самолета и его элементов при посадке предъявляются весьма жесткие требования по летным характеристикам и пилотажным качествам. Для обеспечения хороших характеристик при посадке летчик должен производить точные изменения по тангажу и крену для координированного исправления ошибок по глиссаде и курсу. Важным фактором при посадке является устойчивость самолета на траектории, т. е. по скорости — тяге. Воздушная скорость должна изменяться только путем продольного управления самолетом при постоянном положении ручки управления двигателем (РУД). Требуется, чтобы самолет обладал возможностью маневрирования на постоянном режиме тяги при незначительных изменениях угла атаки и чтобы потребная тяга уменьшалась при увеличении угла атаки и увеличивалась при его уменьшении. Это дает возможность вносить необходимые исправления глиссады с помощью продольного управления, исправлять угол атаки до требуемых значений, а затем исправить тягу с помощью положения РУД. Существенно облегчает летчику пилотирование на посадке применение автомата тяги. Входными сигналами для автомата тяги являются изменения угла атаки, нормального ускорения и угла отклонения руля высоты. Они поступают в вычислительное устройство автомата тяги. Автомат тяги обеспечивает такое автоматическое изменение тяги двигателя, которое приводит к выдерживанию требуемого угла атаки — воздушной скорости в процессе маневрирования на глиссаде и по курсу. [c.58]

Устойчивость самолета по скорости — тяге или устойчивость на траектории полета также является важным фактором для оценки характеристик захода на посадку самолета. Устойчивость на траектории полета, непосредственно связанная с кривой потребной тяги, представляет собой изменение угла наклона траектории полета в зависимости от воздушной скорости. При этом воздушная скорость изменяется только посредством продольного управления (постоянное положение РУД). Желательно, чтобы самолет обладал возможностью маневрирования на постоянном режиме тяги при незначительных изменениях угла атаки и чтобы потребная тяга уменьшалась при увеличении угла атаки и увеличивалась при его уменьшении. Это качество самолета дает летчику возможность вносить необходимые для получения требуемой глиссады исправления с помощью продольного управления, исправлять угол атаки до требуемого для захода на посадку и затем подрегулировать тягу изменением первоначального ошибочного положения РУД. [c.267]

Первая, очевидная и постоянно действующая причина изменения тяги — это падение барометрического давления с высотой. Учесть роль барометрического давления в принципе не составляет труда. Уравнения движения (6.2) — (6.4) дополняются кинематическими дифференциальными соотношениями для координат на траектории полета. Поэтому при численном интегрировании системы уравнений положение ракеты в пространстве [c.283]

В жидкостных двигателях, не снабженных системой регулирования, на траектории сохраняется неизменной мощность турбины, а расход может несколько изменяться в связи с изменением давления топливных компонентов на входе в насосы. Это — довольно сложная функция нескольких взаимообусловленных параметров. Вслед за изменением ускорения ракеты меняется кажущийся удельный вес топливных компонентов. По мере расхода топлива меняется высота столба жидкости. И наконец, в зависимости от принятой системы наддува меняется давление над зеркалом жидкости в баках. Таким образом, давление на входе в насосы не остается постоянным. В результате незначительно меняется как суммарный расход, так и соотношение компонентов. Меняется и тяга, но не сильно. Относительное изменение секундного расхода на участке выведения составляет у нерегулируемых ЖРД не более 1—2%. Эти отклонения могут быть предсказаны и относятся к категории номинальных, хотя и не всегда учитываемых изменений тяги. При ориентировочных проектно-баллистических расчетах ими можно прене- [c.284]

В системах, движущихся по баллистическим траекториям, например в тактических ракетах, активно-реактивных снарядах, энергоустановки должны обеспечить коррекцию траектории по дальности полета и курсу. Необходимая циклограмма изменения тяги ДУ показана на рис. 1.3,6. [c.16]

Программой предусматривалось 2 включения ЖРД посадочной ступени лунного корабля, моделирование профиля изменения тяги по времени на траектории посадки на Луну, разделение ступеней лунного корабля и моделирование работы двигательной установки при взлете второй ступени с поверхности Луны. [c.115]

В подвеске на двойных поперечных рычагах для этого следует провести дуги радиусами, равными длинам рычагов с и /, из центров С и В (осей вращения рычагов) и обозначить центры наружных шаровых шарниров точками 1 и 2 (рис. 4.3.3). В целях имитации поворотной цапфы и колеса нужно изготовить шаблон (рис. 4.3.4), на котором следует обозначить отверстиями, кроме точек 1 и 2, точку N контакта колеса с дорогой и, при необходимости центр и наружного шарнира рулевой тяги. Затем, как показано на рис. 4.3.3, точки 1 и 2 этого шаблона необходимо небольшими шагами пронеси по дугам вокруг точек С и П, а именно вверх до достижения точкой N шаблона конца хода сжатия отмеченного заранее горизонталью, и вниз на величину хода отбоя 2. При этом перемещения точек N и 7 на каждом шаге отмечаются карандашом. Линия соединения найденных таким образом точек дает изменение колеи и траекторию шарнира рулевой тяги, однако без учета податливости, имеющейся в опорах рычагов (см. рис. 3.4.8, в, 3.4.9 и 3.5.5, б). [c.280]

Для возможности проведения анализа обычно рассматривают некоторую упрощенную модель изучаемого объекта. При изучении динамики полета снаряда такой простейшей моделью будет материальная точка, движущаяся в одном измерении под действием сил тяги, тяжести и, возможно, аэродинамического сопротивления. Как показано в гл. 1, такая модель вполне удовлетворительна во многих отношениях и позволяет изучить роль таких факторов, как отношение масс, скорость истечения, время выгорания топлива, программа изменения тяги, количество ступеней составной ракеты и т. д. Разумеется, эта модель по самой своей природе не подходит для изучения пространственных траекторий полета снаряда (за исключением вертикального полета зондирующих ракет). Поэтому ее необходимо обобщить так, чтобы возможно было рассматривать движение снаряда хотя бы в двух измерениях, ибо такие основные задачи, как вывод спутника на орбиту или переброска заданного груза на большое расстояние вдоль поверхности Земли, требуют изучения движения снаряда как в вертикальном, так и в горизонтальном направлениях. Настоящая глава в основном посвящена изучению движения снаряда, рассматриваемого как материальная точка, в двух или трех измерениях. [c.37]

При полете вперед угловая скорость тангажа вызывает центробежное вертикальное ускорение йг, возникающее при повороте вектора скорости. Аналогично угловая скорость рыскания вызывает поперечное ускорение. Как и на висении, в короткопериодическом движении вертолет реагирует на продольное управляющее воздействие в основном изменением угловой скорости тангажа. Таким образом, при полете вперед отклонение продольного управления вызывает вертикальное ускорение вертолета, что дает летчику возможность управлять траекторией полета. Рычаг общего шага используется при полете вперед главным образом для установки балансировочного значения силы тяги. Вектор скорости вертолета совпадает по направлению с продольной осью, поэтому при крене не возникает ускорения. Отклонение поперечного управления задает только угловую скорость крена. [c.752]

Пользуясь вышеизложенным методом, можно определить скорость и ускорение ножа челюсти во всех по.ложениях в процессе замыкания грейфера и определить характер их изменения, что необходимо для последующего кинетостатического анализа механизма грейфера и для его силового расчета. В ходе исследования схемы грейфера были построены траектории движения ножа челюсти, соответствующие применению подъемного полиспаста с кратностью = 3 а = 2 а = 1 (рис. 167). Длина тяги ВС и расстояние АВ от места крепления тяги к головке до шарнира А определяется так из рис. 168 — ход ползуна С за время поворота челюсти А1 на угол размаха ф [c.207]

Одной из основных задач механики космического полета является расчет маневров космического аппарата (КА). Маневром называют целенаправленное изменение параметров движения КА, в результате которого первоначальная траектория свободного полета начальная орбита) меняется на некоторую другую конечная орбита или траектория полета). Обычно маневр осуществляется с помощью двигательной установки. Длительность работы, направление вектора тяги и число включений двигателя зависят от начальной и конечной орбит. При расчете маневра необходимо его оптимизировать, т. е. определить такие условия проведения маневра, при которых расход топлива оказывается минимальным. Это — наиболее часто встречающийся критерий оптимальности, хотя в некоторых задачах рассматриваются и другие критерии, например время перелета с одной орбиты на другую, обеспечение высокой точности конечных (терминальных) параметров движения п др. Для некоторых маневров оказывается возможным использовать вместо двигательной установки (или для частичного уменьшения расхода топлива) аэродинамические силы, возникающие при движении КА в атмосфере планеты. Например, торможение КА в атмосфере при совершении посадки, частичное торможение КА при переводе его с подлетной гиперболической траектории на орбиту спутника планеты, поворот плоскости движения в процессе непродолжительного погружения в атмосферу и т. п. [c.134]

П.6. Коррекция с ограниченной тягой двигателя. Рассмотренная импульсная коррекция межпланетной траектории КА отвечает идеализированному случаю использования двигателя с неограниченно большой тягой. Естественно возникает вопрос, как изменятся полученные рекомендации для оптимальной по расходу топлива стратегии проведения коррекции при использовании двигателя с ограниченной тягой. Такая задача исследована в работе [П.2] в обш ей постановке, когда допускается регулирование тяги двигателя от нуля до заданной максимальной величины при условии, что скорость истечения газов из сопла остается неизменной. Определяется оптимальный закон изменения вектора тяги по времени (т. е. величина и направление) из условия минимизации суммарных затрат топлива на коррекцию известных ошибок терминальных параметров движения. [c.434]

Во-вторых, на участке планирования (в 13—15 км от корабля) самолет летит в переходном режиме, когда сопла двигателя повернуты вниз. При этом большая часть массы самолета поддерживается за счет тяги двигателя, а не подъемной силой крыла, и даже незначительное изменение оборотов ротора двигателя приводит к отклонению траектории полета от заданной глиссады. Летчику приходится активно работать ручкой управления, чтобы удерживать самолет в узком луче глиссады планирования, что является трудной задачей. [c.273]

В состав основных требований к ДУ должны входить требования к программе изменения ее тяги по времени. Формирование требований к программе тяги ДУ аэродинамических ракет необходимо проводить в составе ракеты исходя из оценки ее баллистической эффективности, которая определяется на основании требований к летно-тактическим характеристикам (ЛТХ) ракеты на всей траектории ее полета. [c.435]

Возвращаясь к траекториям с естественной кривизной и нулевым углом атаки, рассмотрим вкратце вопрос об изменениях в программировании тяги, которые вызываются введением краевых условий, налагаемых на дальность полета. В этих целях оказывается необходимым ввести горизонтальную дальность полета, определяемую соотношением кинематики [c.779]

Как только угол тангажа приобретет заданное значение, такое же значение приобретет и угол наклона траектории. Вследствие этого нарушается равновесие сил по касательной к траектории, что с течением времени приведет к изменению скорости. Поэтому для сохранения постоянства скорости в процессе перестройки угла тангажа необходимо воздействовать и на тягу двигателя, что на большинстве самолетов летчик выполняет вручную. [c.289]

Стартовый участок. Основной особенностью расчета баллистических характеристик на стартовом участке является возможность пренебрежения изменением высоты полета. Кроме того, в большинстве случаев расход топлива, тягу ракетного двигателя и массу летательного аппарата, входящую в индуктивную составляющую силы сопротивления и в проекцию силы тяжести на нормаль к траектории, можно считать постоянными. [c.234]

С твердотопливным двигателем сделать что-либо трудно. Можно разве что повысить требования к повторяемости характеристик. Но у жидкостного — имеется возможность менять тягу на траектории в зависимости от текущего изменения кажущейся скорости. Система регулирования кажуи1,ейся скорости с помощью тяги двигателя получила сокращенное название системы РКС. [c.428]

Дальнейшее изучение годографических уравнений позволяет видеть, что все функциональные члены являются в основном трансцендентными, т. е. представлены тригонометрическими функциями. Это естественным образом вытекает из основ векторной геометрии. С другой стороны, появление таких функций в уравнениях (10) и (И) приводит к мысли о возможностях решения некоторых задач входа в атмосферу. Этот вопрос будет кратко рассматриваться ниже как логическое продолжение годографического исследования произвольно выбранного закона непрерывного изменения тяги, обеспечиваюш,его траекторию посадки — в данном случае посадки на Луну. [c.67]

Более подробного обсуждения требует вопрос изменения тяги в связи с изменением секундного расхода. Секундный расход меняется при старте ракеты и в конце активного участка. Меняется он и на траектории по причинам, которые постоя1И1о должны находиться в поле нашего зрения. И наконец, он может изменяться и преднамеренно по определе тной программе. [c.284]

Для первых ступеней ракет-носителей регулятор обеспечи-ваот обычно постоянное значение секундного расхода. Для второй и третьей ступеней ракет-носителей функции регулятора могут быть расширены введением программного изменения тяги. Ракета-носитель иа последующих ступенях выводится по относительно пологой траектории, и потери скорости на земное тяготение не столь ощутимы, как на первой ступени. Поэтому имеется возможность несколько снизить тяговооруженность и ввести режим постепенно уменьшающейся во времени тяги. Если принять линейный закон уменьшения тяги, то в дополнение к параметрам программы угла тангажа появляется еще один — скорость уменьшения расхода. Он относится также к числу оптимизируемых параметров программы выведения [c.286]

Книга завершается гл. 11 и 12, которые отличаются друг от друга лишь различной сложностью рассматриваемых в них задач. В обеих главах принципы вариационного исчисления применяются к нахождению оптимального рещения задач внешней баллистики и выбору конструктивных параметров ракеты. Приводятся исследования оптимальных траекторий многоступенчатых ракет при различных программах полета и изменения тяги двигателя. Следует заметить, что большая схематизация задач, приведенных в этих главах, дает грубые результаты, которые представляют лишь теоретический интерес и имеют ограниченное применение в практическом конструировании ракет. Однако методы исследования, изложенные в этих главах, позволяют все же проследить взаимосвязь основных проектных параметров (тяговооружен-ность, стартовый вес, распределение масс по ступеням и т. д.), что может представлять интерес на ранних этапах проектирования ракет. [c.9]

Рассмотрим задачу оптимизации программы угла таигажа в более общей постановке. Предположим, что требуется определить также нанвыгоднейшую программу изменения тяги двигательной установки нз условия достижения максимальной дальности полета. Снова для простоты примем модель однородного гравитациоююго поля, распространив эту модель и на пассивный участок траектории. Поскольку тяга ДУ пропорциональна массовому секундному расходу топлива, примем данную величину в качестве параметра управления и дополним систему уравненнй (3.70) уравнением, описывающим закон измеиения текущей массы ракеты [c.302]

Рассматривается также маневр ухода или захвата посредством приложения двух импульсов тяги. Показано, что практические соображения зачастую ограничивают возможность следования по оптимальным орбитам, особенно в случае старта с Земли, Движение по гиперболической траектории в гравитационном поле планеты-цели (без маневра захвата) будем называть гиперболическим прохождением. Ниже будет рассмотрено влияние гиперболического прохождения на траекторию косвдческого корабля, особенно па изменение энергии его орбитального движения, эксцентриситета и ориентации большой оси орбиты. Гиперболическое прохождение можно использовать для увеличения или уменьшения скорости движения корабля, а также для изменения направления его движения, что позволило бы уменьшить затраты топлива на необходимые преобразования гелиоцентрической траектории. [c.185]

Аэродинамические нагрузки на активном участке полета- Исходными данными для расчетов нагрузок служат результаты баллистических и аэродинамических расчетов. В каждый момент времени полета ракеты по траектории должны быть известны высота полета Н, плотность воздуха р, скорость ракеты v, число Ма = via, где а — скорость звука на данной высоте, программный угол атаки оСдр, тяга двигателей F, аэродинамические коэффициенты С , Су, масса т и геометрические параметры ракеты. К программному углу атаки добавляется дополнительный угол атаки ав от действия ветра. В первые моменты времени полета, когда изменения параметров движения ра- [c.277]

Если бы избыточная тяга не изменялась, то при данной скорости по траектории между Vy и G суи1ествовала бы обратная пропорциональность уменьшение веса, скажем, в 1,5 раза повысило бы в 1,5 раза вертикальную скорость. Фактически изменение Vy получается более сильным, особенно на больших высотах, где избыточные тяги малы и потому более чувствительны к изменениям лобового сопротивления. [c.176]

Теория годографов в ньютоновой механике для систем твердых тел пока еще находится в начальной стадии своего развития и разработки. Поэтому существующие прикладные методы полностью основываются на годографе скорости, который исследован и продолжает изучаться наиболее интенсивно. Ниже кратко будут рассмотрены природа и диапазон применения современных годографических методов. Так как годографическое отображение в пространство ускорений и соответствующие годографические преобразования были разработаны лишь недавно, то к настоящему времени получено еще не так много результатов, связанных с приложениями годографов ускорения к конкретным задачам. Тем не менее здесь будут кратко описаны и рассмотрены известные на сегодняшний день прикладные методы, связанные с годографами ускорений, а также такие методы, которые можно применить непосредственно, без дальнейшего углубленного исследования. Для того чтобы упростить описание основных теоретических предпосылок и практических методов, ограничимся рассмотрением плоских траекторий (т. е. траекторий в двумерном пространстве). За исключением особо оговариваемых случаев, приложение тяги полагается импульсным (большая тяга, действующая в течение короткого времени), что позволяет считать изменения вектора скорости практически мгновенными. [c.58]

Здесь М — масса самолета, X, Y его скорость, Р — тяга двигателя, р углы возвышения траектории, атаки, тангажа, поворота руля высоты, Izz S,b — момент инерции, характерные плогцадь и линейный размер, Сх,Су, ш ,... — выражения для аэродинамических характеристик. Будем считать М, Izz = onst, поскольку далее рассматривается движение на временах, сугцественно меньших полного времени полета, когда изменением массы за счет выгорания топлива можно пренебречь. Примем также для простоты р = onst. Случай М, р ф onst приведен в [3. [c.183]

Гусек (хобот) 5 (сх. а), стрела 6, оттяжка 4 и платформа 2 образуют прямолинейно направляющий приближенный м., выполненный в виде двухкоромыслового шарнирного м. На некотором участке т. А движется по траектории, близкой к прямой линии при изменении наклона стрелы. Стрелу наклоняют посредством телескопического гидроцилнндра 8. Стрела уравновешена противовесом 3, установленным на рычаге, который соединен посредством тяги 7 со стрелой. Платформа 2 соединена с порталом ] посредством приводного шарнира 9 (см. Поворотный м.). Колеса [c.317]

Далее навигационные параметры движения сравниваются с требуемыми, и на основе принятой модели движения рассчитывается коррекция траектории. Расчет коррекции включает определение потребной ориентации вектора тяги, момента включения двигательной установки и длительность ее работы. Во многих случаях потребное изменение скорости не превышает нескольких десятков метров в секунду, а длительность работы двигательной установки при выполнении корректируюш его маневра мала по сравнению с временем пассивного полета. Поэтому оказывается допустимой импульсная аппроксимация корректируюш его маневра, что суш ественно упро-ш ает его расчет. [c.425]

Конструкции РР, разработанные на основе этих схем, отличаются от остальных самым минимальным гидравлическим сопротивлением потоку, поскольку ПС, как правило, проходя по тракту регулятора, сохраняют осесимметричное или близкое к нему течение при одновременном минимальном вынужденном изменении своей траектории движения. Следовательно, данные схемы х ак-теризуются минимальными потерями удельного импульса тяги, большей надежностью и ре фсом. [c.346]

Полет летательных аппаратов с ЖРД (ракет, космических аппаратов) проходит в основном вне атмосферы, поэтому использовать аэродинамические органы управления невозможно и ЖРД оказывается единственным источником шлы, которая обеспечивает управление изменением и стабилизацию положения аппарата в пространстве. Для управления аппаратом необходимо изменять по заданной программе или командам тягу ЖРД или ее направление. Система управления летательным аппаратом обеспечивает его движение по заданной траектории и компецсирует влияние на полет возмущений. Эффективность системы управления, в том числе один из [c.25]

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]

Так, например, при скорости полета 900 км/ч (250 м/с) период колебаний может составлять 60—100 с. Именно поэтому такой вид движения часто называют длиннопериодичеоким или большим продольным движением. Если бы при изменении скорости тяга двигателя изменялась на большую величину, чем лобовое сопротивление, то возникшие большие колебания не затухали бы, а амплитуда их даже нарастала бы с течением времени (штриховая линия на рис. 5.14). Из сказанного следует, что устойчивость по скорости зависит от характера изменения сил по касательной к траектории Р—Q и по нормали К—Geos0. [c.159]

Управление движением самолета в горизонтальной плоскости. Движение центра тяжести самолета в горизонтальной плоскости в общем случае связано с одновременным проявлением продольного и бокового движений. Для управления таким движением требуется воздействовать на все органы управления элероны, руль направления, стабилизатор и рычаг управления тягой двигателя. Стабилизатор необходимо отклонять для того, чтобы обеспечить движение самолета в горизонтальной плоскости при накренении самолета, изменяя подъемную силу. Но при изменении подъемной силы меняется и сила лобового сопротивления, поэтому для сохранения постоянства скорости необходимо воздействовать на тягу двигателя. Строго го воря, это должно осуществляться и прн управлении курсом. Однако для простоты рассуждений при осуществлении управления движением самолета в горизонтальной плоскости ограничимся рассмотрением только его бокового движения, полагая, что автопилот, стабилизирующий высоту и число М, обеспечивает в процессе разворота самолета полет на заданной высоте с постоянной скоростью. В этом случае управлять движением центра тяжести в горизонтальной плоскости можно только отклонением элеронов и руля направления. Это значит, что управление движением центра тяжести напоминает управление 1 урсо,м. Действительно, направление полета (курса) изменяется вследствие искривления траектории в горизонтальной плоскости. Таким образом, изменение углового положения самолета связано с управлением движением центра тяжести. Однако при автоматическом управлении курсом боковое перемещение самолета является не самоцелью, а средством изменения курса. [c.294]

Необходимо иметь в виJ y, что на границы предельного по тяге виража оказьввают влияние характеристики силовой установки и аэродинамические характеристики самолета. Не всегда уменьшение окорости сопровождается увеличением угловой скорости разворота и снижением радиуса траектории. Это определяется характером изменения перегрузки вирайса по скорости. Каждому конкретному самолету свойственны свои закономерности. Может оказаться, что, несмотря на меньший радиус установи/в- [c.350]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...