CC BY
33
Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2014. Технические науки
УДК 62-53
А. А. Ерисов, А. С. Торгашин Научный руководитель - В. П. Назаров Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
КИНЕМАТИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ МЕХАНИЗМА ШАРНИРНОГО ПОДВЕСА
КАМЕРЫ ЖРД
Представлен кинематический анализ механизма подвеса камеры ЖРД, а также отклонения ракеты от заданной траектории при повороте камеры. Приведен вывод на основе полученного анализа о наиболее выгодном расположении отклоняющего механизма.
Для управления вектором тяги, в ДУ первой ступени используется метод отклонения камеры в карданном подвесе, который обеспечивает поворот в двух наиболее важных моментах - тангажа и рысканья. Чтобы успешно отклонить ракету в заданную сторону, используются телескопический механизм, закрепленный на боковой рубашке сопла [1].
Рассмотрим силы, действующие на ракету в полете через земную атмосферу.
Основными силами, определяющими движение центра масс ракеты, являются: сила тяги (равнодействующая всех реактивных сил, создаваемая агрегатами двигателя), собственный вес ракеты, аэродинамические силы (характеристика свойств атмосферы) и силы на управляющих органах (создаются различными механизма для отклонения ракеты по осям тангажа, крена и рысканья) [2].
Все перечисленные выше силы приводят к центру масс ракеты.
Принцип расчета:
Для кинематического анализа влияния сил, действующих на ракету, рассмотрим изменения в движении ракеты, вызываемые отклонением двигателя.
Fx = F ■ cos а - потеря силы
Fy = F ■ sin а - по проекции этой силы задаем момент Мш, отклоняющий вектор Р.
л,т г- т Ю г Y
Мш = Fy ■ Г =I ■ t =I ■ - =>
Y =
F ■ r
y x
t F ■ sin а ■r-t2
■ 12 Р ■ sin Y-rx,■ t2
Аналогично тяга двигателя раскладывается по осям Х и Y', но нас опять интересует только составляющая по оси Y':
е-Р .
'p
где 'р - момент инерции ракеты.
Согласно закону Ньютона произведение массы ра-
du
кеты М на тангенциальное ускорение а — — рано
dt
проекции сил на касательную к траектории. В итоге получаем:
М- а — Р ■ cos у- Х - G ■ cos р, (Р ■ cos y-Х-G-cos p)-t
U =-
M
' '
где ' - момент инерции.
Принимая у — const, найдем отклонение ракеты от оси X относительно центра масс ракеты.
- скорость ракеты в данный момент времени /.
Проанализировав, мы получили формулы изменения угла отклонения двигателя от времени и силы, угла отклонения ракеты от времени и тяги, а также изменение тангенциальной скорости и ускорения от обеих углов поворота. Аналитически, можно сказать, что чем ближе механизм отклонения будет ближе к оси поворота, тем меньше нужно будет затратить сил на этот поворот. Направление приложение силы также зависит от эффективности приложения, идеальным нужно считать положение перпендикулярное потоку в камере сопла.
Библиографические ссылки
1. Феодосьев В. И. Основы техники ракетного полета. М. : Наука, 1979. 396 с.
2. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных : учебник для студентов вузов / Г. Г. Гахун, В. И. Баулин и др. М. : Машиностроение, 1989. 424 с.
© Ерисов А. А., Торгашин А. С., 2014
