механика полёта. Механика полета. Механика
 Скачать 1.01 Mb.
|
|
Справа: МБР Р-7, модернизированная для запуска первого спутника В процессе оптимизации аэродинамической и силовой схемы ракеты Р-7 она приобрела знакомые ныне очертания с центральным блоком (ЦБ) «А», похожим на гигантское «веретено», и четырьмя коническими боковыми блоками «Б», «В», «Г» и «Д». Основные компоненты топлива – керосин Т-1 (горючее) и жидкий кислород (окислитель) – располагались, соответственно, в нижнем и верхнем баках каждого блока. Вспомогательные компоненты — жидкий азот для наддува баков и перекись водорода для привода турбонасосного агрегата (ТНА) – размещались в торовых баках непосредственно над рамой двигателя. Первая ступень (четыре боковых блока) оснащена жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) РД-107 (четыре основные и две рулевые камеры, питаемые общим ТНА на каждом блоке). На второй ступени стоит ЖРД РД-108 (четыре основные и четыре рулевые камеры, питаемые общим ТНА). Передача усилий от боковых блоков на центральный осуществляется через силовой пояс с четырьмя башмаками, в пазы которых входят оголовки «боковушек». Эти четыре силовых узла одновременно служат опорными точками для собранной и установленной на старте ракеты. Внизу, на стыке топливных и двигательных отсеков, имеются поперечные стяжки. При разделении ступеней маршевые двигатели боковых блоков переводятся в режим пониженной тяги, управляющие камеры выключаются, а нижние поперечные стяжки «пакета» разрываются пирозарядами. Тяга двигателей «боковушек» создает момент относительно опорных узлов. «Пакет» раскрывается, блок «А» уходит вперед. Как только сферические оголовки боковых блоков выйдут из башмаков и освободят имеющиеся там электроконтакты, вскрываются сопловые крышки в верхней части «боковушек», и остаточное давление наддува баков кислорода стравливается, создавая при этом небольшую тягу. Боковые блоки разворачиваются и отводятся на безопасное расстояние. Система управления – комбинированная: инерциальная с радиокоррекцией бокового отклонения и дальности полета. Компоновочные схемы ракет-носнтелей В составе РН можно условно выделить головную часть (головной обтекатель и полезный груз в виде искусственного спутника Земли, автоматической межпланетной станции, космического корабля) и ракетную часть, состоящую из ракетных блоков (РБ). Ракетный блок представляет собой автономную часть ракеты, включающую в себя топливный отсек с топливом, двигательную установку, органы управления и ряд других вспомогательных систем бортового комплекса, обеспечивающих движение на определенном участке траектории выведения. Соединяя различным образом РБ между собой, можно получить хорошо известные компоновочные схемы ракеты-носителя: "пакет", "тандем" и комбинацию этих схем. В схеме "тандем" ракетные блоки последовательно соединяются друг с другом посредством поперечных плоских фланцевых стыков. При этом корпус РБ нагружается как внешним давлением среды, так и инерционными нагрузками со стороны вышерасположенных отсеков (масс). Отделение отработавшего РБ осуществляется путем его продольного перемещения по схеме "холодного" или "горячего" разделения, что также оказывает определенное силовое и тепловое воздействие на конструкцию блока. Схема "пакет" характеризуется параллельным расположением РБ и их продольным делением после полной выработки топлива. Соединение РБ между собой осуществляется, как правило, в двух силовых поясах: верхнем и нижнем. В зависимости от особенности конструктивного исполнения силовых поясов они могут воспринимать и передавать поперечные и (или) продольные усилия. При организации силовых связей РБ необходимо обеспечить свободу деформации корпуса РБ и возможность сборки ракеты-носителя в целом. Компоновочная схема ракеты-носителя характеризуется еще силовым взаимоотношением корпусов ракетных блоков и топливных баков. Возможны две схемы: – несущий топливный бак, когда корпус бака одновременно является корпусом РБ и воспринимает как давление наддува и инерционную нагружу со стороны топлива, так и аэродинамические силы и внешние инерционные нагрузки; – подвесной топливный бак, характеризуемый разделением функций бака и корпуса РБ по восприятию ими внешних и внутренних нагрузок. Ракетные блоки для удовлетворения эксплуатационных требований при их транспортировке железнодорожным, автомобильным, воздушным и водным транспортом не должны превышать определенных предельных габаритных размеров. В связи с этим, если относительно малогабаритные топливные отсеки выполняются в виде одного отсека, то крупногабаритные топливные отсеки выполняются по многоблочной схеме, т.е. в виде пакета топливных отсеков, топливных баков или транспортабельных элементов РБ. В первом случае пакет состоит из однотипных малогабаритных топливных отсеков, каждый из которых содержит бак окислителя и бак горючего. Во втором случае пакет состоит из нескольких параллельно расположенных топливных баков окислителя и горючего, а в третьем случае РБ собирается из транспортабельных элементов на сборочном заводе вблизи стартовой позиции. Классификация отсеков ракетного блока Корпус ракетного блока является его силовой основой, объединяющей все агрегаты и системы в единое целое. В общем случае, воспринимая внешние статистические и динамические, распределенные и сосредоточенные нагрузки, отдельные составные части корпуса решают, кроме того, определенные функции, связанные с размещаемыми в них системами и агрегатами. Особенности функционального назначения какой-либо части корпуса оказывают влияние на ее конструктивное исполнение: выбор материала, конструктивно-силовую схему (КСС) корпуса, методы соединения конструктивных элементов между собой и т.д. В соответствии с функциональными и конструктивно-технологическими признаками корпус РБ можно условно разделить на: сухие отсеки (переходный, межбаковый, хвостовой); топливные отсеки (баки окислителя и горючего); рамы (крепления приборов и двигателей); вспомогательные элементы конструкции. Переходный отсек предназначен для стыковки данного РБ с последующим ракетным или головным блоком и служит для размещения в нем приборов системы управления и измерения, а также устройств системы разделения (отражательное устройство, обеспечивающее защиту днища бака при "горячем" отделении РБ). Межбаковый отсек соединяет топливные баки в единый топливный отсек (это соединение может быть неразъемным и разъемным) и служит для размещения в нем блоков аппаратуры системы управления и агрегатов пневмогидравлической системы топливных баков. Топливный отсек может быть выполнен и без межбакового отсека (с использованием совмещенного днища). Топливные отсеки предназначены для размещения рабочих запасов окислителя и горючего. В зависимости от компоновочной схемы РБ и массы топлива баки характеризуются большим разнообразием форм и размеров. Хвостовой отсек служит для размещения в нем двигателей, систем и агрегатов двигательной установки. На его корпусе могут быть размещены аэродинамические устройства стабилизации и управления, стартовые опоры или силовые связи с РБ, устройства функциональной связи данного блока с другими блоками или с "землей". Помимо этого корпус хвостового отсека обеспечивает защиту расположенных внутри агрегатов от аэродинамических нагрузок. Хвостовой отсек РБ второй и последующих ступеней после отделения отработавших РБ в большинстве случаев исчерпывает свои функции и может быть отделен (сброшен). Рамы крепления двигателей служат для передачи сосредоточенных нагрузок от двигателей на корпус ракетного блока и могут быть выполнены в виде ферменных или балочных конструкций. По конструктивному признаку отсеки классифицируют на каркасные, ферменные и балочные (рамные); по технологическому признаку - на монолитные и сборные, а последние - на клепаные, сварные и комбинированные. Конструктивно - силовые схемы отсеков. Компоновочная схема ракеты-носителя определяет схему нагружения каждого отсоса (величины инерпиошых нагрузок и места их приложения, аэродинамические нагрузки), которая в сочетании с нагрузками (давление наддува в баке, давление внутри приборного отсека), обусловленными функциональным назначением отсека, характеризует напряженное состояние элементов корпуса отсека. Так, цилиндрическая оболочка несущего топливного отсека нагружается сжимающей инерционной нагрузкой от расположенных выше масс, аэродинамической продольной силой X и растягивающей силой от внутреннего давления наддува. Величина результирующей осевой силы зависит от соотношения внешних сил и внутреннего давления и может быть сжимающей (N < 0) или растягивающей (N > 0). Цилиндрическая оболочка подвесного топливного бака воспринимает лишь внутреннее давление и инерционные нагрузки от топлива и всегда нагружается на растяжение как в продольном, так и поперечном направлении. Негерметичные "сухие" отсеки (межбаковые, переходные, хвостовые) нагружаются сжимающими аэродинамическими и инерционными силами со стороны отсеков, расположенных выше. Анализ напряженного состояния корпуса отсека является важным шагом при выборе его конструктивно-силовой схемы, под которой мы будем понимать совокупность силовых элементов (обшивка, стрингеры, шпангоуты и т.д.) и схему их соединения. Действительно, если корпус нагружен растягивающей силой, то наилучшей КСС в данном случае будет гладкая оболочка, поскольку изготовление ее в виде оболочки, подкрепленной продольным силовым набором, при одинаковой площади поперечного сечения не приводит к повышению несущей способности и лишь ухудшает технологичность. Если же корпус нагружен сжимающей силой, то разрушение конструкции происходит в результате общей потери устойчивости корпуса и местной потери устойчивости отдельных конструктивных элементов. В данном случае выбор конструктивно-силовой схемы корпуса (подкрепленная, вафельная или сотовая оболочка) будет влиять на массу конструкции корпуса отсека. Таким образом, изменяя компоновочную схему ракеты-носителя (и его РБ), мы изменяем характер нагружения проектируемого отсека и выбираем для этого случая наилучшую конструктивно-силовую схему этого отсека. Двигательные установки и системы управления Ракетная двигательная установка — совокупность ракетного двигателя и обслуживающих систем. Включает собственно ракетный двигатель, системы хранения и подачи компонентов топлива, системы регулирования величины и направления тяги. Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигатели, ядерные ракетные двигатели и электрические ракетные двигатели. Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (в двигателестроении применяют несколько другую характеристику — удельная тяга) — отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем, к массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность м/c, то есть размерность скорости. Для ракетного двигателя, работающего на расчетном режиме (при равенстве давления окружающей среды и давления газов на срезе сопла), удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла. Наиболее распространены химические ракетные двигатели, в которых, в результате экзотермической химической реакции горючего и окислителя (вместе именуемые топливом), продукты сгорания нагреваются в камере сгорания до высоких температур, расширяясь, разгоняются в сверхзвуковом сопле и истекают из двигателя. Топливо химического ракетного двигателя является источником как тепловой энергии, так и газообразного рабочего тела, при расширении которого его внутренняя энергия преобразуется в кинетическую энергию реактивной струи. В твердотопливном двигателе (РДТТ) горючее и окислитель хранятся в форме смеси твёрдых веществ, а топливная ёмкость одновременно выполняет функции камеры сгорания. Твердотопливный двигатель и ракета, оборудованная им, конструктивно устроены гораздо проще всех других типов ракетных двигателей и соответствующих ракет, а потому они надёжны, дёшевы в производстве, не требуют больших трудозатрат при хранении и транспортировке, время подготовки их к пуску минимально. Поэтому в настоящее время они вытесняют другие типы ракетных двигателей из области военного применения. Вместе с тем, твёрдое топливо энергетически менее эффективно, чем жидкое. Удельный импульс твердотопливных двигателей составляет 2000 – 3000 м/с. Тяга – свыше 1300тс (ускоритель Спейс Шаттла). В жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) горючее и окислитель пребывают в жидком агрегатном состоянии. Они подаются в камеру сгорания с помощью турбонасосной или вытеснительной систем подач. Жидкостные ракетные двигатели допускают регулирование тяги в широких пределах, и многократное включение и выключение, что особенно важно при маневрировании в космическом пространстве. Удельный импульс ЖРД достигает 4500 м/c. Тяга – свыше 800 тс (РД-170). По совокупности этих свойств ЖРД предпочтительны в качестве маршевых двигателей ракет-носителей космических аппаратов, и маневровых двигателей КА. В качестве пары горючее + окислитель могут использоваться различные компоненты. В современных криогенных двигателях используется пара жидкий кислород + жидкий водород (наиболее эффективные компоненты для ЖРД). Другой группой компонентов являются компоненты, самовоспламеняющиеся при контакте друг с другом. Например, азотный тетраоксид + несимметричный диметилгидразин. Довольно часто применяется топливная пара жидкий кислород + керосин. Существенно соотношение компонентов: на 1 часть горючего может подаваться от 1 части окислителя (топливная пара кислород + гидразин) до 5 и даже 19 частей окислителя (топливные пары азотная кислота + керосин и фтор + водород соответственно). Обладая сравнительно невысоким удельным импульсом (по сравнению с электрическими ракетными двигателями), химические ракетные двигатели позволяют развивать большую тягу, что особенно важно при создании средств выведения полезной нагрузки на орбиту или для осуществления межпланетных полётов в относительно короткие сроки. На конец 1-го десятилетия XXI в. все, без исключения, ракетные двигатели, применяемые в ракетах военного назначения, и все, без исключения, двигатели ракет-носителей космических аппаратов – химические. На текущий момент, практически достигнуты пределы энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса. Для ряда случаев выгодно применять гибридные ракетные двигатели, в котором один компонент ракетного топлива хранится в твёрдом состоянии, а другой (как правило – окислитель) – в жидком. Такие двигатели обладают меньшей стоимостью, чем жидкостные, более надёжны. В отличие от твёрдотопливных двигателей они допускают многократное включение. При длительном хранении заряда его характеристики ухудшаются незначительно. Система управления ракеты — система управления (СУ), неотъемлемая часть ракеты, наряду с двигателем, баками компонентов и несущей конструкцией. Ракета не может выполнять своих функций без системы управления. В процессе полета ракеты система управления решает три основных задачи: Наведение на цель (навигация) — обеспечение полёта ракеты по заданной траектории. Подсистема (автомат) наведения должна учитывать реальное и программное положение ракеты и корректировать с помощью двигателей и рулей отклонения ракеты от указанного курса, возникающие вследствие возмущений (ветровых, разброса параметров двигателей и т. п.). В качестве основного источника положения ракеты (координат и вектора скорости) обычно используются гиростабилизированная платформа или бесплатформенная инерциальная навигационная система. В дополнение к ним, для компенсации ошибок используется спутниковая система навигации и астровизирование. Качество реализации автомата наведения непосредственно влияет на точность выведения полезной нагрузки в заданную точку. Стабилизация полета – учёт внешних (ветер и т. п.) и внутренних (резонансные явления и т. п.) возмущений и компенсация их с учетом предельно допустимых значений для данной ракеты. Подсистема (автомат) стабилизации обеспечивает устойчивый полет ракеты, целостность ее конструкции. Качество реализации автомата стабилизации непосредственно влияет на предельные габариты полезной нагрузки, а также на возможности оптимизации конструкции ракеты с целью снижения ее массы. Управление расходом топлива – обеспечение максимально эффективного расхода топлива и полного выгорания компонентов (горючего и окислителя). При использовании ракеты пакетной схемы (одновременная работа нескольких ракетных блоков, обычно центрального и нескольких боковых) система управления расходом топлива (СУРТ) также обеспечивает полное выгорание компонентов во всех блоках ракеты одновременно к моменту разделения. Эффективно работающая СУРТ обеспечивает повышение полезной нагрузки, вследствие снижения требований к гарантийным запасам топлива, вместо которых берётся полезный груз. Работа СУРТ вызывает возмущения в работе автомата наведения и автомата стабилизации. Все вышеуказанные подсистемы в настоящее время обычно являются программными подсистемами, не имеющими физического (приборного) воплощения, за исключением датчиков (например, датчиков уровня топлива в баках, датчиков давления, температуры и др.). В процессе предполетной подготовки система управления также обеспечивает автоматизацию проверок узлов ракеты и пусковых операций. Состав системы управления. Система управления ракеты обычно состоит из: бортовой аппаратуры системы управления — обеспечение проверок ракеты на всех стадиях (завод изготовитель, монтажно-испытательный комплекс и стартовый комплекс), пуска и полета ракеты наземной аппаратуры системы управления — обеспечение проверок ракеты на стартовом комплексе и пуска. контрольно испытательной аппаратуры системы управления — обеспечение проверок ракеты на заводе изготовителе и в монтажно-испытательном (техническом) комплексе. Типы систем управления. Различают три типа систем управления ракетой: система самонаведения; система телеуправления; автономная система управления. Система самонаведения работает на принципе улавливания излучения цели (электромагнитного, теплового и т. д.), либо отраженного от цели. Система самонаведения обеспечивает обнаружение излучения цели и формирует управляющие сигналы, подаваемые в автопилот, либо непосредственно на приводы рулей. Существуют пассивные, активные и полуактивные системы самонаведения. Частным случаем системы самонаведения является головка самонаведения (ГСН). Системы телеуправления ракет можно разделить на: системы наведения по лучу радиолокатора и радиокомандные системы. В таких системах управление ракетой осуществляется по передаваемым с борта носителя радиокомандам. Отличие системы наведения по лучу состоит в том, что с борта носителя в аппаратуру ракеты подаются не команды, а узкий радиолуч, указывающий летательному аппарату направление движения. В автономных системах наведения все средства управления расположены на самой ракете, поэтому в течение всего полета ракета не связана ни с носителем, ни с целью. |