Что такое кажущаяся скорость ракеты

Жестокость формулы Циолковского

Жестокими законы окружающей нас природы можно назвать только в переносном смысле. Мы создали машины, способные освободить нас от уз, удерживающих в гравитационном колодце всё человечество, но управление некоторыми из их аспектов остаётся вне наших сил. Если мы хотим начать наше путешествие по Солнечной системе, то эти ограничения придётся как-то обходить.

Современные ракеты отбрасывают часть собственной массы в виде газа из сопел двигателей, что даёт им возможность двигаться в противоположном направлении. Это реально благодаря третьему закону Ньютона, который был сформулирован в 1687 году. Всему нашему ракетному движению мы обязаны формуле Циолковского 1903 года.

В формуле всего четыре переменных (слева направо): конечная скорость летательного аппарата, удельный импульс ракетного двигателя (отношение тяги двигателя к секундному расходу массы топлива), начальная масса летательного аппарата (полезная нагрузка, конструкция и топливо) и его конечная масса (полезная нагрузка и конструкция).

Как можно изменить одну из переменных, если три другие уже заданы? Это просто невозможно, никакая форма желания, хотения или просьб здесь не поможет.

Именно потери на гравитацию определяют пределы человеческого исследования космоса, и мы вынуждены их учитывать, когда мы выбираем место, куда мы хотим отправиться. Сегодня таких мест не так уж и много. С земной поверхности мы можем оказаться на орбите Земли, с орбиты Земли можно отправиться на поверхность Луны, или на поверхность Марса, или в пространство между Луной и Землёй. Возможны различные комбинации, но с текущим развитием технологий это самые вероятные точки назначения.

Представленные ниже значения не учитывают никакие потери на, к примеру, сопротивление атмосферы, но значения достаточно близки для иллюстрации того, что нужно принять как должное. Это в некотором роде стоимость полёта.

Как можно заметить, путь от Земли на орбиту, эти жалкие 400 километров — это самая затратная часть полёта. Это целая половина «стоимости» полёта на Марс, даже до Луны добраться «стоит» меньше. Всё это связано с гравитационным притяжением нашего космического дома.

А лететь нам придётся на ракете с химическими двигателями; пусть и есть перспективные разработки, но реальными остаются традиционные, используемые уже на протяжении более 60 лет в пилотируемой космонавтике двигатели. Химическое топливо накладывает ограничение на количество энергии, которое можно из них извлечь, а значит и вложить в ракету, и мы используем самые эффективные реакции, известные человечеству. И вновь нам придётся смириться с некоторым значением переменной, которое мы не в силах изменить.

Итак, единственное, что мы теперь можем изменить в формуле Циолковского — это отношение масс летательного аппарата. Ракета должна быть построена таким образом, чтобы это отношение имело какое-то заданное значение, иначе она просто не достигнет своей цели. Что-то можно сделать, если добавить несколько гениальных решений в конструкцию, но в целом это мало повлияет на результат — химию топлива и гравитацию небесных тел не изменить.

Итак, что имеем? Вот процентное соотношение топлива от общей массы ракеты, необходимое для попадания ракеты на орбиту Земли.

Полученные цифры не учитывают разнообразные потери сопротивления атмосферы, неполного сгорания и других отрицательных факторов, поэтому реальное отношение чуть ближе к 100%. Прекрасные инженерные решения типа разделения на ступени, нескольких видов топлива (например, керосин или твёрдое топливо для первой ступени, водород для остальных) очень помогают в ситуации, когда лишь порядка 10% от массы аппарата остаётся на собственно ракету. Масса полезной нагрузки иногда и в буквальном смысле идёт на вес золота.

Характеристики реальных ракет не сильно отличаются от этих идеальных, полученных без учёта множества факторов значений. Самая большая в истории человечества ракета «Сатурн-5» на стартовом столе имела топлива 85% от всей своей массы. У неё было три ступени: первая работала на керосине и кислороде, вторая и третья — на водороде и кислороде. Такой же показатель у «Шаттлов». «Союз» использует керосин на всех своих ступенях, поэтому масса его топлива составляет 91% от общей массы ракеты. Использование пары водород-кислород сопряжено с большим количеством технических трудностей, но эта комбинация более эффективна; керосин в паре с кислородом предоставляет возможность использовать более простые и надёжные решения.

15% массы ракеты — это куда меньше, чем кажется. У ракеты должны быть баки, трубы, ведущие к двигателям, корпус, который должен быть в состоянии выдерживать как сверхзвуковой полёт в атмосфере после нечеловеческого жара стартовой площадки, так и холод безвоздушного пространства. Ракету нужно вести, управлять ей с помощью сверхзвуковых рулей и маневровых двигателей. Хрупкие тела людей в космическом корабле нужно обеспечивать кислородом, а также удалять углекислоту, их нужно защитить от жара и холода, дать им возможность безопасно вернуться на поверхность родной планеты. Наконец, люди — не единственная нагрузка ракеты: мы не запускаем людей просто для развлечения, вернее, мы можем запустить человека ради самого факта, но лишь один раз. С людьми в космос летит и разнообразное оборудование для проведения экспериментов, поскольку полёты в космос имеют целью научные исследования.

Реальная масса полезной нагрузки ракет куда меньше этих 10%—15%. «Сатурн-5», единственная ракета, которая помогла человеку ступить на Луну, доставляла на орбиту Земли всего 4% от своей общей массы, всего же на орбиту доставлялось 120 тонн. «Шаттлы» могли доставлять примерно столько же (100 тонн), но реальная полезная нагрузка составляла порядка 20 тонн, 1% от общей массы.

Сравним ракеты с привычными нам транспортными средствами. (Конечно, ракета имеет баки с окислителями, а земной транспорт использует для этого кислород воздуха.)

Легко заметить, как отличаются материалы и конструкция транспортного средства в зависимости от относительной массы топлива. Транспорт с топливом массой менее 10% от его общей массы обычно делается из стали, а над его конструкцией нет нужды особо думать: прикрепи эту часть к той и усиль корпус, где требует интуиция. Десятитонный грузовик можно сильно перегрузить, но он будет продолжать двигаться, пусть и медленно.

Воздушный транспорт требует уже более серьёзного подхода и лёгких конструкций из алюминия, магния, титана, композитных материалов. Тут уже просто так ничего не поменяешь, а над любой мелкой деталью нужно подумать дважды. Машины подобного рода не могут работать так далеко за пределами своих лимитов нагрузок. 60%—70% от массы этих аппаратов составляет собственно вес транспортного средства с полезной нагрузкой, и с применением некоторых инженерных решений возможна комфортная, безопасная и выгодная эксплуатация.

Дон Петтит описывает детали экспедиции STS-126 ноября 2008 года. Двигатели челнока должны были отключиться при достижении скорости 7824 м/с, но если бы это произошло на уровне 7806 м/с, то космический аппарат стал бы спутником Земли, но не попал бы на целевую орбиту. Говоря проще, «Индевор» не достиг бы МКС. Большая ли это разница? Это примерно аналогично ситуации, когда нужно заплатить 10 долларов, и для этого не хватает всего лишь двух центов (0,2%). Хорошо, в этом случае можно было бы использовать часть топлива для орбитальных манёвров. Если бы скорость была всего на 3% ниже, то не хватило бы и этих запасов, и челнок пришлось бы сажать где-то в Испании. Эти 3% можно было потерять, если маршевый двигатель отключился бы всего на 8 секунд раньше.

Представим наилучшее стечение обстоятельств: бак для Шаттла (массу двигателей мы отбросим) и водород-кислородное топливо. Если подставить значения в формулу Циолковского, то станет ясным, что при радиусе нашей планеты в полтора раза больше его нынешнего мы никогда бы не достигли космоса только за счёт технологии химических ракетных двигателей.

И всё это — последствия формулы Циолковского. Если мы хотим избавиться от её жестокого господства, нам придётся создать работающие версии принципиально новых двигателей. Возможно, тогда ракеты станут такими же безопасными, привычными и надёжными, как и реактивные пассажирские самолёты.

Источник

Назначение и принципы построения систем РКС

Движение ракеты будет соответствовать программному, если в каждый момент времени вектор скорости по величине и направлению будет совпадать с программным. Стабилизация вектора скорости по направлению осуществляется системой НС,БС. Для управления величиной вектора скорости используется система РКС.

Таким образом, система РКС служит для ликвидации отклонений скорости ракеты от программного значения с целью обеспечения жёсткой траектории.

Рассмотрим более подробно причины, вызывающие необходимость регулирования скорости.

1. Параметры орбиты выводимого КА (или дальность полёта БР) зависят от координат и, что существеннее, от истинной скорости ракеты в точке выключения двигателя последней ступени. Эта скорость определяется выражением:

,

где – скорость, обусловленная ускорением силы тяжести.

Если АВ работает по кажущейся скорости (что практически всегда имеет место при использовании временных программ выведения), то даже при идеальной его работе, когда , равенство будет обеспечено лишь при условии, что . А это возможно, только если . Сказанное иллюстрируется рис. 2.24.

Если в полёте скорость ракеты будет отличаться от расчётной, условие t_к= не будет выполнено, и, следовательно, истинная скорость в момент выключения двигателя будет отличаться от расчётной, что приведёт к ошибке выведения.

Таким образом, система РКС, обеспечивая продолжительность активного участка полёта равной программной ( ), способствует уменьшению методической ошибки АВ, обусловленной управлением по кажущимся параметрам. При стрельбе баллистическими ракетами выполнение условия , кроме того, уменьшает промах, обусловленный суточным вращением Земли.

2. При использовании временной программы управления по тангажу отклонение величины скорости от программных значений приводит к разбросу траекторий в плоскости выведения (рис. 2.25) и, вследствие этого, к ошибкам выведения.

Используемые в автономных системах управления ракет инерциальные измерители скорости могут измерять только кажущуюся скорость, поэтому важно знать, как отклонения кажущейся скорости связаны с отклонениями истинной скорости.

Как правило, измеряется (и регулируется) продольная составляющая кажущейся скорости, т.к. чувствительность системы будет тем больше, чем меньше угол между вектором и направлением оси чувствительности измерителя. Для этого случая известное векторное соотношение в проекции на продольную ось ракеты приближённо можем записать так:

.

Проварьируем это выражение:

.

Учитывая малость и знакопеременность рассогласований и полагая (ввиду незначительности отклонений траектории ракеты от программной) , имеем:

.

Последнее равенство даёт основание заменить регулирование истинной скорости более простым в технической реализации регулированием кажущейся скорости.

По принципу действия система РКС является замкнутой автоматической системой программного управления. Её типовая структура имеет вид, показанный на рис. 2.26.

Система РКС, являясь, наряду с каналами НС и БС, третьим каналом системы стабилизации центра масс ракеты, отличается от них следующими особенностями.

1. Регулируемый параметр V_s изменяется в очень широких пределах, что требует наличия в системе программного устройства (ПУ) и интегратора ускорения с большим пределом интегрирования;

2. Управляющим органом является двигательная установка (ДУ), представляющая собой довольно сложную динамическую систему.

Эти особенности определяют специфику структуры и алгоритмов управления в канале регулирования скорости и побуждают выделить его в отдельную систему – систему РКС.

Рассмотрим кратко назначение основных звеньев структурной схемы.

ДРС– датчик рассогласования скорости – служит для определения рассогласования кажущейся скорости и преобразования его в электрический сигнал. Название «ДРС» исторически возникло в ранний период развития ракетной техники, когда он выполнялся в виде отдельного единого прибора. Сейчас ДРС представляет собой совокупность приборов (ИзмУ, ПУ, СрУ), выполняющих ту же функцию.

ПрУ– предназначено для преобразования сигнала рассогласования в соответствии с принятым законом управления в управляющий сигнал.

Помимо общих требований к бортовым СУ ракет система РКС должна обеспечивать высокую точность регулирования скорости (2 – 2,5 м/с) при жёстком ограничении диапазона изменения тяги ДУ (до 5% относительно номинальной).

Источник

Беседы о ракетных двигателях

Просто о том, что кажется сложным

Датчик кажущейся скорости

Автор публикации: Редколлегия · 18 декабря 2015 · Комментариев нет

Наибольшее распространение получили датчики кажущейся скорости на основе гироскопического интегратора линейных ускорений, представляющего собой тяжёлый гироскоп, центр масс которого смещён относительно подвеса. Силы инерции, обусловленные наличием кажущегося ускорения, вызывают прецессию гироскопа, скорость которой пропорциональна значению кажущегося ускорения, а угол — значению кажущейся скорости. Для повышения чувствительности и точности прибора широко применяют поплавковый подвес, позволяющий снизить моменты трения в подшипниках.

В простейшем случае, когда управление движением ракеты-носителя и космического аппарата ведётся по значению продольной скорости, датчики кажущейся скорости используют непосредственно для выдачи команды на выключение ракетного двигателя. Для этого заранее вводят установку на значение угла, по достижении которого происходит замыкание контактов. В общем случае для обеспечения высокой точности конечных условий движения космического аппарата, а также при учёте ограничений на кинематические параметры траектории и требований по зонам падения отделяемых элементов конструкции (отработавших блоков, хвостовых отсеков, обтекателей и т. п.) приходится вычислять кажущуюся скорость и местоположение космического аппарата. Для этой цели используют несколько датчиков кажущейся скорости, ориентация которых выбирается из условия минимизации методических и инструментальных ошибок решения навигационной задачи.

Источник

Лекция 3

системы ЖРДУ ракет-носителей

В данной лекции рассматриваются назначение, упрощенные схемы и особенности систем, обеспечивающих функционирование ЖРДУ ракет-носителей. В конце лекции излагаются специальные требования, предъявляемые к системам ЖРДУ и вопросы для проверки усвоения студентами изложенного материала.

Рассматриваются кратко системы ЖРДУ:

2. Заправки и слива

3. Термостатирования компонентов топлива

4 Барботирования компонентов топлива

6. Захолаживания двигателя

7. Продувки двигателя

8. Регулирования соотношения компонентов топлива

9. Синхронного опорожнения баков

10. Наддува и дренажа баков

11. Аварийной защиты

12. Автоматического регулирования тяги

Несмотря на обилие рассматриваемых систем ЖРДУ автор считает, что целостное представление о них можно добиться только в результате их комплексного изучения, особенно на начальном этапе.

Перед началом лекции студентам должен быть роздан материал с рисунками – копиями слайдов презентаций.

1 Система управления ракеты-носителя с ЖРДУ

В системе управления ракет-носителей (РН) жидкостная ракетная двигательная установка (ЖРДУ) является исполнительным элементом. Управление ракетой может осуществляться поворотом двигателей по двум осям или рассогласованием тяг в многокамерной двигательной установке. Во втором случае необходимо изменять тяги двигателей по сигналам системы управления ракеты.

Управление ракетой осуществляется по углам крена, тангажа и рыскания, а также кажущейся скоростью полета. По угловым датчикам определяется фактическое положение ракеты в околоземном пространстве и эти команды поступают в программное счетно-решающее устройство (ПСРУ), в котором они сравниваются с требуемыми по программе значениями углов . По разнице программных и фактических значений этих углов формируется команда на изменение тяги двигателей. Усиленный сигнал с ПСРУ на изменение тяги двигателя поступает к электроприводу дросселя регулятора расхода топлива. Перенастройка площади дроссельного крана регулятора приводит к изменению расхода подмешиваемого в газогенератор компонента топлива, что приводит к изменению температуры газа на выходе из газогенератора, к изменению мощности турбины, частоты вращения ротора ТНА и, как следствие, к изменению расхода основных компонентов в камеру сгорания и тяги двигателя.

Так как ракета как объект управления является более инерционной, по сравнению с двигателями, то сигналы о тягах двигателей (давлениях в камерах сгорания) поступают в ПСРУ для упреждающего изменения углов сверх допустимой нормы. Таким образом, по сигналу с ПСРУ двигатель настраивается на определенную тягу, и эта операция выполняется в результате изменения настройки регулятора тяги.

Движение ракеты на активном участке траектории определяется равнодействующей трех сил: тяги двигателей P, сил аэродинамического сопротивления X и силы тяжести . Для осуществления различных маневров на траектории, например программных разворотов, компенсации возможных отклонений от расчетной траектории, необходимо изменять равнодействующую этих сил. Поскольку применение аэродинамических сил хотя и возможно, путем поворота воздушных рулей, но малоэффективно, а изменение силы тяжести невозможно, то управлять полетом ракеты можно только изменяя величину и направление вектора тяги двигателей.

Система управления ракетой в общем случае состоит из системы наведения, системы угловой стабилизации. Система наведения управляет движением центра массы ракеты на активном участке траектории, т.е. управляет тремя составляющими скорости: продольной, боковой и нормальной. Соответственно система наведения состоит из трех каналов: канал регулирования кажущейся продольной скорости (система РКС), каналы боковой и нормальной стабилизации. Датчиками системы наведения служат акселерометры, установленные на гидростабилизированной платформе ракеты.

Акселерометр измеряет кажущееся ускорение, т.е. ускорение ракеты, находящейся в поле сил тяготения, а после интегрирования ускорения определяется кажущаяся скорость, которая сравнивается с программным значением.

Система регулирования кажущейся продольной скоростью ракеты (РКС)

Акселерометр измеряет кажущееся ускорение, т.е. ускорение ракеты, находящейся в поле сил тяготения, а после интегрирования ускорения определяется кажущаяся скорость, которая сравнивается с программным значением. РКС обеспечивает получение в конце активного участка траектории заданного значения продольной кажущейся скорости. Это достигается изменением скорости согласно программе полета, тем самым гарантируется точность выполнения баллистической задачи вывода на заданную орбиту или попадания в цель.

Рис. 2. Структурная схема системы РКС

Основные возмущения, действующие на систему РКС:

· отклонения секундных расходов топлива, величины удельной тяги, массы ракеты, из-за температурных колебаний окружающей среды;

· ошибки в настройке двигательной установки;

· отклонение тяги двигателя из-за работы регулятора системы СОБ;

· разброс импульса последействия тяги первых ступеней;

· разброс лобового сопротивления ракеты из-за действия продольной составляющей ветра.

Каналы боковой и нормальной стабилизации

обеспечивают полет по заданной траектории за счет поддержания нулевых значений боковой и нормальной скоростей.

Система угловой стабилизации

управляет движением ракеты вокруг центра массы. Управление осуществляется раздельно в каждой из трех плоскостей – тангажа, рысканья и крена. Автомат стабилизации обеспечивает неизменность направления вектора продольной скорости ракеты и угла крена, а также изменения этих величин в соответствии с заданной программой.

Вид программ изменения угла тангажа и крена (задается или как функция времени, или как функция кажущейся скорости). По каналу рыскания программой обычно задается нулевой угол.

Чувствительными органами автомата стабилизации являются контрольно-измерительные датчики гироскопических приборов. Полученные сигналы рассогласования после усиления поступают на исполнительные органы (рулевые машины). Для обработки сигналов рассогласования, поступающих от гироскопов, датчиков угловых скоростей (ДУС), датчиков ускорений и т.д., могут использоваться бортовыми ЦВМ.

Для стабилизации ракеты на активном участке требуются значительные по величине управляющие силы и моменты, т.к. момент инерции ракеты, особенно в плоскостях тангажа и рыскания, может быть весьма значителен. Стабилизация может осуществляться с помощью газоструйных и воздушных рулей, вспомогательных двигателей, поворотных сопел, поворотом маршевых двигателей и т.п. Пример применения газоструйных и воздушных рулей – ракета «ФАУ-2», при этом надо отметить, что двигатель этой ракеты из 25 тонн тяги около 600 кгс терял на газоструйных рулях. Это очень много. Поэтому, сейчас газоструйные рули применяются лишь на некоторых боевых ракетах тактического назначения. Обычно они используются вместе с воздушными рулями, располагаемыми на стабилизаторах. Ясно, что при выходе из плотных слоев атмосферы воздушные рули полностью теряют свою эффективность.

Пример применения рулевых двигателей, работающих на основных компонентах топлива – ракета-носитель «Восток». Рулевые сопла могут действовать на газогенераторном газе. При двигательной установке с одним двигателем он может устанавливаться на карданной подвеске, что позволяет изменять направление тяги в двух плоскостях. Если ДУ состоит из нескольких двигателей, то двигатель достаточно поворачивать только в одной плоскости (недостаток – большие габариты и масса системы подвески).

Наиболее оптимальным является способ управления вектором тяги путем рассогласования тяг отдельных двигателей многодвигательной установки.

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет

Источник