Книги
чёрным по белому
Главное меню
Главная О нас Добавить материал Поиск по сайту Карта книг Карта сайта
Книги
Археология Архитектура Бизнес Биология Ветеринария Военная промышленность География Геология Гороскоп Дизайн Журналы Инженерия Информационные ресурсы Искусство История Компьютерная литература Криптология Кулинария Культура Лингвистика Математика Медицина Менеджмент Металлургия Минералогия Музыка Научная литература Нумизматика Образование Охота Педагогика Политика Промышленные производства Психология Путеводители Религия Рыбалка Садоводство Саморазвитие Семиотика Социология Спорт Столярное дело Строительство Техника Туризм Фантастика Физика Футурология Химия Художественная литература Экология Экономика Электроника Энергетика Этика Юриспруденция
Новые книги
Янин В.Л. "Новгородские акты XII-XV Хронологический комментарий" (История)

Майринк Г. "Белый доминиканец " (Художественная литература)

Хусаинов А. "Голоса вещей. Альманах том 2" (Художественная литература)

Петров Г.И. "Отлучение Льва Толстого " (Художественная литература)

Хусаинов А. "Голоса вещей. Альманах том 1 " (Художественная литература)
Реклама

Модели ракет (проектирование и полет) - Авилов М.

Авилов М. Модели ракет (проектирование и полет) — ДОСААФ, 1968. — 71 c.
Скачать (прямая ссылка): modeliraket1968.djvu
Предыдущая << 1 .. 2 3 4 5 6 7 < 8 > 9 10 11 12 13 14 .. 17 >> Следующая

Для этого на борту ракеты устанавливают гироскопический измеритель скорости (ИС) (см. рис. 18). Измеритель скорости представляет собой свободный гироскоп, к внутренней рамке которого прикреплен груз. Посредством этого груза, в результате действия ускорения земного притяжения g и ускорения Wx, сообщаемого ракете двигателем, на ось внутренней рамки измерителя: скорости действует момент. Этот момент вызывает вращение гироскопа вокруг внешней оси. Угол поворота внешней рамки гироскопа ИС пропорционален величине скорости ракеты. Угол поворота гироскопа в специальном счетно-решающем устройстве (СРУ) преобразуется в электрический сигнал, который при достижении ракетой заданной скорости выдается в специальные устройства, выключающие двигатель.
момента по ьращению
Рис. 19. Схема отклонения рулей ракеты при парировании возмущающего момента по вращению
28
После выключения двигателя система управления прекращает работу, и ракета совершает свободный полет.
МОДЕЛЬ РАКЕТЫ И ЕЕ ЛЕТНЫЕ СВОЙСТВА
Летные свойства модели ракеты зависят от ее формы, веса, силы тяги двигателя и т. п. Для оценки этих свойств необходимо знать, какие факторы влияют на полет модели-ракеты, и представлять картину происходящих при этом явлений. Для простоты рассмотрим неуправляемый полет.
СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА МОДЕЛЬ.
УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ
Основными силами, определяющими движение модели ракеты в полете, являются тяга, вес и аэродинамические силы.
Движение ракеты под действием известных заранее закономерных сил принято называть невозмущенным движением. Например, невозмущенным будет движение модели ракеты под действием сил тяги и аэродинамических сил, рассчитываемых на основании известных нам законов их изменения.
Кроме закономерных сил, на ракету в полете могут действовать случайные внешние воздействия. Например, порывы ветра, непредусмотренные изменения тяги двигателя и Ti п. Под действием таких случайных сил модель ракеты будет совершать движение, которое называется возмущенным движением.
В реальных условиях полета модель ракеты подвержена непрерывному воздействию различных случайных возмущений. Так, например, модель не может быть изготовлена абсолютно точно. Линия действия тяги двигателя всегда смещена относительно продольной оси модели (рис. 20,а), или составляет некоторый угол с ее продольной осью (рис. 20,6). Внешние обводы модели тоже не могут быть выполнены идеально. Поэтому некоторой несимметрией обладают и аэродинамические силы. Стабилизаторы, предназначенные для обеспечения устойчивости полета, также имеют погрешности исполнения. Все это приводит к возникновению моментов и
29
ФпКтШескав траектории
Рис. 20. Влияние неточности установки двигателя модели ракеты относительно ее продольной оси на траекторию движения: а — двигатель установлен с эксцентриситетом; б — линии действия тяги отклонена от продольной оси модели ракеты на угол в
сил, уводящих модель ракетьр от заданной траектории. Поэтому фактическая траектория будет отличаться от расчетной. Если отклонения от заданного движения невелики, то можно считать движение модели ракеты устойчивым.
Заметим, что если корпус модели ракеты представляет собой тело вращения и две пары плоскостей оперения ее расположены во взаимно перпендикулярных плоскостях, то величина подъем-пт ной силы практически не зависит от того, в какой плоскости модель ракеты получает угол атаки. На рис. 21 показана схема сил, действующих на модель ракеты в полете, и введены следующие обозначения:
V — скорость полета (направлена по касательной к траектории);
Y — подъемная сила (направлена по перпендикуляру к траектории);
X — сила аэродинамического сопротивления;
R — полная аэродинамическая сила;
G
Я
сила веса;
угол тангажа (угол между продольной осью модели ракеты и горизонтальной плоскостью); 6.— угол наклона траектории (угол между касательной к траектории и плоскостью горизонта); а — угол атаки (угол между продольной осью модели ракеты и вектором скорости);
Р — сила тяги направлена по продольной оси модели ракеты;
т=
g
масса модели ракеты;
MS
№x> Wy = V<o e — линейные ускорения, получаемые моделью ракеты соответственно вдоль осей х и у: <°е — угловая скорость изменения угла 0. Проектируя силы на оси х и у, получим уравнения движения модели ракеты
mWx = Pcosa — *Х — GsinQ,
т Vu>0 == Psina -f Y — GcosQ. (1)
Аэродинамические силы, действующие на модель ракеты, приводятся не только к полной аэродинамической силе R, но и к моменту, величина которого зависйт от выбора точки приведения сил.
Рис. 21. Схема сил, действующих на модель ракеты в полете
На рис. 21 все силы, действующие на модель ракеты, приведены к ее центру тяжести (ц. т.). В действительности аэродинамические силы приложены не к центру тяжести, а к центру давления (ц. д.). Поэтому если
31
Центр давления и центр тяжести не совпадают, то, приводя аэродинамические силы к ц. т., получим аэродинамический момент Мст (см. рис. 21).
Если модель ракеты совершает строго вертикальный полет, то ые =а=0, 6=90° и sma=0, cos0=O, cosa=l; бшв=1.
Тогда из уравнений (1) получим
Предыдущая << 1 .. 2 3 4 5 6 7 < 8 > 9 10 11 12 13 14 .. 17 >> Следующая