Стабилизация ракет в полете

Современная техника вообще широко использует различные аналогии. В тех случаях, когда в качестве аналога используют искусственно созданную схему, метод аналогии называют моделированием. Этим методом исследуют многие сложные и недоступные непосредственному наблюдению процессы, такие, как, например, стабилизация ракеты в полете. Аналогами углов поворота ракеты в пространстве являются в этом случае электрические потенциалы в определенных узлах специально набранной электронной моделирующей установки. [c.132]

Стабилизация ракет в полете [c.104]

Этим методом исследуются многие сложные и недоступные непосредственному наблюдению процессы, такие, как, например, стабилизация ракеты п полете. Аналогами углов поворота ракеты в пространстве являются в этом случае электрические потенциалы в определенных узлах специально набранной электронной моделирующей установки. [c.97]

ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ СТАБИЛИЗАЦИИ И УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ В ПОЛЕТЕ [c.358]

Ракету в полете можно сравнить с канатоходцем она балансирует, двигаясь по невидимому канату траектории. Уже в самом начале, при проектировании модели, важно заложить в нее чувство равновесия — обеспечить стабилизацию ее полета. Какие же способы стабилизации ракет известны современной технике [c.49]

Уравновешивание ракеты при полете на активном участке. Для расчета необходимо знать значения поперечных управляющих сил и сил инерции от поступательного и вращательного движения. Поперечная управляющая сила обычно определяется работой автомата стабилизации. Ее значение складывается из программной силы, заданной траектории полета, и дополнительной управляющей силы при стабилизации возмущенного движения. Для прочности ракеты наиболее важно значение управляющей силы при действии на корпус ракеты Be rg.a. Программная управляющая сила обычно невелика и в ориентировочных расчетах на прочность ее можно не учитывать. Рассмотрим качественную сторону явлений, происходящих при воздействии ветра на ракету. [c.281]

Ракеты 217 предназначались для поражения с земли движущихся воздушных целей, причем стабилизация и управление в полете, а также приведение в действие взрывателей должно было осуществляться телемеханическими приборами, при полете ракет по световому лучу прожектора, освещающего цель. [c.264]

Для парирования всего набора возмущений и обеспечения устойчивости полета PH служит система стабилизации (автомат стабилизации - АС). В основе метода пространственной стабилизации ракеты-носителя лежит метод измерения и обработки углов тангажа и, рыскания гр и крена ф и соответственно управления рулями в зависимости от измеренных значений названных углов, а также скоростей и ускорений их изменений. [c.30]

Существуют следующие способы стабилизации ракет, реактивных снарядов в полете вращением ракеты вокруг продольной оси, при помощи оперения —стабилизаторов и при помощи рулей. [c.104]

Необходимость использования выражений (2.104) как алгоритма преобразования координат с датчиков команд ГСП определяется несовпадением осей стабилизации платформы с осями симметрии ракеты в процессе полета. [c.216]

Если рассматривать данный вопрос только в рамках задачи наведения, то предпочтение следовало бы отдать функциям (3.6), так как в случае их точной отработки с помощью системы стабилизации будет обеспечен полет ракеты по программной траектории при действии любых возможных возмущений (исключая возмущения начальных условий движения). Однако если обратиться к проблеме стабилизации движения, то можно заключить, что даже при точной отработке программных функций (3.6) устойчивый полет ракеты не гарантируется. [c.264]

Как показывают специальные исследования, оптимальная программа подъема высотной ракеты-зонда выглядит следующим образом вначале под кратковременным действием большой тяги ракета быстро разгоняется до некоторой скорости, на которой ее аэродинамическое сопротивление не очень велико, а затем она совершает длительный подъем под действием примерно постоянной тяги. Впоследствии мы еще поговорим о том, что на моделях ракет (и вообще на ракетах, стартующих с направляющих) тяга в начале полета должна быть большой, в частности, и для того, чтобы скорость в момент схода с направляющей была бы достаточной для аэродинамической стабилизации ракеты. [c.37]

Определение погрешностей стабилизации платформы гиростабилизатора в пространстве для произвольного движения самолета или ракеты, на которой установлен гиростабилизатор, не приводит к наглядным физическим обозримым результатам, что особенно важно при изложении сложного теоретического курса инженерам. При этом определяются погрешности стабилизации платформы или оси ротора гироскопа для основных, наиболее важных с точки зрения эксплуатации движений самолета или ракеты. Такими движениями являются прямолинейный полет самолета — поступательное движение, разворот, периодические колебания самолета вокруг его центра тяжести, вираж, фигуры высшего пилотажа (петля, бочка, иммельман и др.). [c.12]

Ракета состояла из двух корпусов с общей головкой. Для стабилизации полета РЛА-100 предусматривалась установка двигателя выше центра тяжести ракеты на карданном подвесе при стабилизации двигателя непосредственно гироскопом. В головной части ракеты предусматривалось размещение метеорологических приборов с парашютом и автоматом для выбрасывания их в атмосферу, а в нижней части корпуса — аккумуляторов давления со сжатым воздухом для подачи компонентов топлива в двигатель верхние баки предназначались для окислителя, средние — для горючего. Материал баков и аккумуляторов давления — высокопрочная сталь. Нижние части корпусов несли дюралюминиевое оперение. Для определения траектории полета было предусмотрено использование разработанного для этой цели киносъемочного аппарата с секундомером, установленного в одном из хвостовых обтекателей. [c.246]

Всего бьшо сделано значительное количество пусков моделей и несколько пусков ракет 217 без приборов стабилизации и телемеханического управления (при этих полетах рули ракет закреплялись неподвижно). Ракета первого варианта 217/1 после старта значительно уходила в сторону от первоначального направления (на дальности в 1 километр до 100 метров), ложилась в плавный вираж, переходивший затем в падение. Ракета второго варианта 217/Н двигалась точно в плоскости пускового станка, не уходя никуда в сторону. После окончания горения порохового заряда двигателя ракета продолжала устойчивый полет по инерции, который ничем заметно не отличался от полета с двигателем. Бьшо отмечено, что симметричная схема ракеты с крыльями малого удлинения обладала гораздо большей устойчивостью по сравнению с другими схемами. [c.266]

Взаимодействие кавитационных автоколебаний с упругим корпусом ракеты. Кавитационные автоколебания насоса, работающего в составе ЖРД, приводят к колебаниям силы тяги. Если частота колебаний тяги двигателя совпадет в некоторый момент времени полета с собственной частотой продольных колебаний корпуса ракеты, то возникнет явление резонанса. Последний, в свою очередь, может привести к появлению недопустимо больших колебаний осевой перегрузки. В тех случаях, когда уровень кавитационных автоколебаний при отсутствии резонанса мал, внешне картина явления будет походить на потерю продольной устойчивости продольные колебания корпуса будут наблюдаться на ограниченном отрезке времени полета в районе совпадения собственных частот колебаний корпуса с частотой кавитационных автоколебаний. Следует, однако, четко различать эти внешне весьма сходные явления, поскольку они требуют различных методов стабилизации. При потере продольной устойчивости наиболее эффективным методом ее подавления, как уже отмечалось, является установка демпфера, а при резонансе кавитационных автоколебаний с корпусом — мероприятия по изменению конструктивных параметров насоса. Более того, установка демпфера, приводящая к уменьшению эффективной длины магистрали до насоса, может Б некоторых случаях приводить к возрастанию амплитуд кавитационных автоколебаний [77] и тем самым усугубить нежелательные 5 вления. [c.75]

Оптический локатор высокой точности предназначен для слежения за быстро перемещающимися воздушными объектами. Он может быть использован также в аппаратуре наведения, в аппаратуре обеспечения мер безопасности на полигоне, для стабилизации полета ракет. Основа локатора — тот же гелий-неоновый лазер. [c.82]

И атмосферное воздействие, и работа автомата стабилизации, и смена режимов полета. Картина такая же, как и при поездке в автомашине. Пассажир едет из города А в город Б , и условия задачи реально выполняются. Но сидя в уютном кресле, он ощущает не только рельеф дорожного покрытия, который является для машины аналогом атмосферных возмущений. Пассажир замечает также смену ускорений при переключении передач, ои чувствует колебания машины после преодоления очередного препятствия и их затухание, связанное с наличием амортизаторов. Нетрудно заметить и некоторые преобладающие частоты колебаний кузова, подвешенного на рессорах. Словом, все как и у ракеты. [c.298]

Устойчивость полета управляемой баллистической ракеты также должна рассматриваться в рамках технического критерия. Управляемую баллистическую ракету необходимо снабдить прел-сде всего средствами, обеспечивающими предписанную ей ориентацию осей в пространстве. Устойчивость по отношению к угловым возмущениям обычно именуется угловой стабилизацией, или просто — стабилизацией, а обеспечивающая ее система устройств называется автоматом стабилизации. [c.364]

В моделирующей установке напряжения, соответствующие переменным Afv, Аф и Аб, регистрируются при помощи осциллографов для всего времени управляемого полета. Многократно повторяя на модели полет ракеты, можно установить степень влияния различных возмущений, определить, как справляется со своей задачей автомат стабилизации, и найти для него оптимальные параметры. [c.414]

Система стабилизации всегда автономна. Угловые возмущения, которые испытывает ракета в полете, столь многообразны, непредвидимы и переменчивы, что оперативное вмешательство извне в процесс стабилизации практически исключается. Автомат стабилизации должен быть заранее наделен способностью принимать решение самостоятельно. Здесь вполне уместна очевидная аналогия. Человек, которому можно дать какое-то поручение, должен прежде всего уметь ходить он должен быть в [c.364]

Реализация этой схемы была связана с необходимостью решения сложных технических проблем и в первую очередь с созданием двигателя, способного обеспечить двукратное включение и стабилизацию ракеты в процессе полета между этими В1слючениями. [c.70]

Советская геофизическая ракета В-2-А (рис. 64) предназначена для исследования верхних слоев атмосферы, фотографирования спектра Солнца, проведения медико-биологических, научных экспериментов. Вес головного приборного отсека 1340 кГ, геофизических контейнеров 860 кГ длина 20 м, наибольший диаметр корпуса 1,66 м. Максимальная высота подъема 212 км при весе полезного груза 2200 кГ. Для управления ракетой в полете используются газовые и аэродинамические рули. Относительно большая площадь стабилизаторов облегчает задачу аэродинамической стабилизации модели-копии. [c.86]

Первый полет ракеты с гироскопически управляемыми рулями состоялся 19 апреля 1932 года. А в марте 1935 года ракета достигла уже высоты около 1,5 километра при дальности 4 километра. Вес ее составлял 60 килограммов. В мае того же года Годцарду удалось достичь высоты 2,3 километра при хорошей стабилизации ракеты. Максимальный же подъем ракет Годцарца составил около 2,8 километра (март 1937 гоца). [c.338]

Автономная система по своей сути предус.матрнвает наличие бортовых устройств, при помощи которых определяется положение ракеты в пространстве. Так, система стабилизации должна иметь на входе информацию об угловых перемещениях корпуса ракеты. Автономная система наведения должна самостоятельно следить за скоростью полета, а также контролировать положение центра масс ракеты в некоторой ннерциальиой системе координат, например, начальной стартовой. В баллистических ракетах для этих целей используются инерционные свойства гироскопов, обладающих способностью достаточно длительного запоминания направления, первоначально приданного оси ротора. При помощи гироскопов. можно определять и угловые скорости. Отклонение вектора скорости полета ракеты от номинала также может оцениваться при помощи гироскопических устройств, осуществляющих интегрирование составляющих кажущегося ускорения по времени. Для определения координат, кроме гироскопов, используются также и акселерометры. По величине перемещения массы, подвешенной на пружине, можно судить о возникающем ускорении. Последующим двукратным интегрированием по времени можно найти отклонение центра масс ракеты от номинальной траектории. [c.365]

В полете при разворотах ракеты по углам гр, ф оси карданова подвеса Т, Р, В меняют свое положение относительно гироплатформы, и возникает взаимное влияние различных каналов ее стабилизации. Для устранения такого влияния и обеспечения устойчивости системы стабилизации служат соответствующий преобразователь координат в усилителях стабилизации (УСС) и корректирующие звенья - интегрирующие, дифференцирующие и т. д. [c.32]

Стабилизация ракет при помощи оперения может применяться для ракет любых размеров. При этом роль стабилизатора играет хвостовое оперение. Если бы у невра-щающейся ракеты не было специальных устройств, стабилизирующих ее в полете, ракета под действием, например, ветра могла перевернуться или повернуться вокруг своей продольной оси, в результате чего нарушился бы ее правильный полет. [c.105]

Напомним, что в соответствии с изложенным в разд. I задача управления полетом БР состоит в выведении ГЧ на попадающую траекторию (т.е. траекторию свободного баллистического полета, проходящую через заданную точку цели) и обеспечении устойчивого полета БР на участке выведения. При этом в соответствии с общими принципами управления движением задача управления полетом БР рассматривается как совокупность двух взаимосвязанных з ягч-задачи наведения, заключающейся в формировании системой наведения программ управления движением БР на АУТ и выработки разовой команды на отделение ГЧ, при которых обеспечивается выведение ГЧ на попадающую траекторию, и задачи стабилизации, заключающейся в отработке сформированных системой наведения программ управления в каналах системы стабилизации, функционирующих как замкнутые систе.мы автоматического регулирования. Полагается, что вся информация о текущих параметрах движения ракеты, необходимая для функционирования систем наведення и стабилизации, получается с помощью инерциальнон измерительной системы, принципы построения которой рассмотрены в разд. II. [c.256]

На участке полета по инерции после прекращения работы маршевого двигателя вторая ступень должна поддерживать определенную ориентацию и, следовательно, для этой цели должна иметь систему реактивных сопел. Вся система управления ракеты-носителя сосредоточена на второй ступени. Здесь помещаются трехгироскопная опорная система осей, программирующее устройство угла тангажа, датчики рассогласований, интегрирующие акселерометры и управляющее устройство, задающее в полете последовательность во времени основных операций, как, например, моменты включения и отсечки двигателей ступеней, отделение ступеней и т. д. При приближении к заданной орбитальной высоте ракета-носитель, состоящая из второй и третьей ступеней, ориентируется в горизонтальном направлении. Третья ступень не имеет системы управления, и ее стабилизация обеспечивается вращением ее вокруг продольной оси. Это вращение придается ей тогда, когда ее торец еще скреплен с поворотной плитой на переднем конце второй ступени. Маленькие ракетные двигатели приводят во вращение эту плиту, а вместе с ней и всю третью ступень. Па достижении требуемой скорости вращения вторая ступень отделяется от третьей при помощи малых ракетных двигателей. Сразу же после отделения второй ступени автоматически включается двигатель третьей ступени, которая разгоняет спутник, сообщая ему остающуюся половину орбитальной скорости. [c.89]

Сборник завершается статьей М. Бисмю, в которой рассматривается оптимальное управление полетом ракет. Эта статья непосредственно не касается динамики спутников с двойным вращением однако исследуемые в ней задачи, помимо их самостоятельного значения, могут быть полезными для объединения исследования поступательного движения составных тел с задачей стабилизации их углового положения. [c.6]

Процессы в системах телеконтроля, телеуправления, стабилизации и других, которые функционируют в комплексе приборов управления полетом ракеты, определяются весьма сложными уравнениями. Изучение процессов, описываемых такого рода уравнениями, сводится к ряду трудных задач теории автоматического регулирования. [c.92]

Большое внимание гирдовцы уделяли вопросам управления и стабилизации полета крылатой ракеты. Была даже предложена система самонаведения и заказано оборудование, необходимое для этого. Но, к сожалению, оно так и не поступило в РНИИ. [c.267]

Такой подход, однако, неприемлем. Нет никаких гарантий, что при разрушении корпуса не будет поврежден сам боевой заряд, а такое повреждение в сочетании с местны.м перегревом чревато преждевременным траекторным взрывом. Кроме того, в условиях разрушения конструкции процесс последующего движения обладает очевидной непредсказуемостью. Даже исправная, неразрушающаяся ракета и то получает на атмосферном участке свободного полета некоторое неопределешюе изменение вектора скорости. Аэродинамические силы могут увести и действительно уводят ракету от расчетной траектории. В дополнение к неизбежны.м ошибкам для участка выведения появляются новые неучитываемые погрешности. Ракета падает с недолетом, перелетом, ложится правее или левее цели. Возникает рассеивание, которое вследствие неопределенных условий входа в атмосферу заметно возрастает. Если же смириться с разрушением корпуса и соответственно — с потерей стабилизации и скорости, то затяжная неопределенность движения приведет и вовсе к недопустимому увеличению рассеивания. Происходит нечто подоб- [c.52]

В плотных слоях атмосферы основная задача управления полетом ракеты-посителя Satum V заключается в стабилизации, уменьшении нагрузок на упругую и аэродинамически неустойчивую ракету, никаких компенсаций возмущений отклонением вектора тяги не [c.216]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...