На головну

Класифікація систем управління

  1.  B. Основна система Шести йог Наропи
  2.  B. Система суспільно-економічних формацій (формаційний підхід).
  3.  B.5. Нутрощі операційної системи
  4.  CAD / CAM системи високого рівня
  5.  CAD / CAM системи нижнього рівня
  6.  CAD / CAM системи середнього рівня
  7.  DSS - системи підтримки прийняття рішень - СППР
 Класи систем управління  Групи за принципом действіячувствітельних елементів
автономні системи - Все .Пристрій, що формують основний керуючий сигнал, знаходяться на борту літального апарату і в процесі польоту не отримують ніякої інформації від мети або з командного пункту; наведення на ціль здійснюється за заданою передпуском апарату програмі  Гіроскопічні, інерційні, астронавігаційні, допплерівські, радіолокаційні системи безпосереднього спостереження місцевості, з використанням земних орієнтирів
 

Продовж. табл. 1

 Класи систем управління  Групи за принципом действіячувствітельних елементів
 Системи самонаведення - керуючі сиг-нали виробляються на самому літальному ап-Параті за рахунок випромінювань мети або отраженіяею будь-якої енергііа) активні - джерело енергії, облучающійцель, знаходиться на борту літального апарату; б) напівактивні - джерело енергії, опромінення-чающий мета, знаходиться поза літального ап-Параті; в) пасивні - використовують для самонаведе-ня власні випромінювання мети  Радіолокаційні, акустіческіеРадіолокаціонниеРадіотехніческіе, на інфрачервоних променях (теплові), оптичні, акустичні
 Системи телекерування - деяка частьустройств, що беруть участь у формуванні сигна-лов наведення, знаходиться поза літального ап-паратаа) командні; б) по променю радіолокатора або світлового променя; в) радіонавігаційні  Візуальні - з передачею команд по радіо або по проводах, радіолокаційні, теле-ВІЗІОН
 Комбінірованниеа) автономна + самонаведення; б) автономна + телеуправління; в) телеуправління + самонаведення; г) автономна + телеуправління + самонаве-дення  
 
 
 
 
 

Система управління і наведення ракет. Автономна система управління ракетою забезпечує:

- Управління рухом по траєкторії виведення (управління рухом центру мас);

- Стабілізацію становища корпусу на траєкторії виведення (управління
 рухом біля центру мас);

- Видачу команд на управління системами ракети в процесі польоту на основі фактичної інформації, одержуваної від систем, і подальшої її логічної переробки або від програмно-тимчасового влаштування;

- Управління системами в період підготовки до пуску.

Управління ракетою одноразового використання проводиться тільки на активній ділянці (ділянці виведення), а які відпрацювали ракетні блоки після відділення здійснюють некерований рух.

Управління рухом центру мас ракети зводиться, до управління величиною і напрямком дії сил і моментів. Управління рухом навколо центру мас забезпечується зміною величин і напрямки дії моментів в площинах тангажа, рискання і крену, для створення яких кожен ступінь ракети-носія має органи управління. Сигнали на приводи органів управління для створення керуючих зусиль виробляються бортовою апаратурою, яка в процесі виведення вимірює фактичні параметри лінійного і кутового руху ракети, перетворює і порівнює їх з параметрами розрахункової траєкторії руху, т. Е. З опорної траєкторією. Неузгодженість фактичних і опорних параметрів траєкторії служить сигналом для вироблення системою управління команд на виконавчі органи (двигуни і органи управління).

Систему управління можна представити у вигляді двох підсистем (рис.2): наведення, призначеної для управління рухом центру мас і поділу ступенів, і кутовий стабілізації, вирішує завдання руху біля центру мас.

 
 


Рис.2. Структурна схема системи управління

підсистема наведення в свою чергу включає:

- Блок нормальної стабілізації для зменшення відхилень центру мас від параметрів програмної траєкторії на ділянці виведення, а також для приведення в момент вимикання двигунів вектора швидкості, що лежить в площині наведення, по напрямку дотичної до програмної траєкторії;

- Блок бічній стабілізації для зменшення траекторних помилок в дотриманні напрямки пуску і виконання функції стабілізації в напрямку, нормальному до площини наведення; відхилення центру мас вимірюються за допомогою акселерометрів, осі яких строго орієнтовані щодо програмної траєкторії;

- Блок регулювання уявній швидкості (РКС) для забезпечення стабілізації центру мас в поздовжньому напрямку за рахунок регулювання поздовжньої складової швидкості РН шляхом зміни тяги рухової установки.

Швидкість польоту вимірюється гироскопическим інтегратором осьових перевантажень, чутлива вісь якого розташована паралельно поздовжній осі ракети-носія. Гіроскопічний інтегратор заміряє не істина, а так звану уявну швидкість польоту, т. Е. Швидкість польоту з урахуванням складової за рахунок сили земного тяжіння. Виміряне значення швидкості надходить в обчислювальний пристрій і порівнюється з програмним, при неузгодженості цих значень виробляється керуючий сигнал, який посилюється, перетворюється і подається на привід виконавчого органу системи регулювання уявній швидкості, яка змінює режим роботи двигунів (зменшує або збільшує тягу рухової установки в межах можливого діапазону її регулювання).

Підсистема кутовий стабілізації стабілізує положення корпусу по каналах тангажа, рискання і крену. Її основу складає так званий автомат стабілізації, що виробляє керуючі сигнали, які прагнуть звести до нуля кутові відхилення корпусу від їх програмних значень.

У процесі польоту система управління забезпечує видачу необхідних команд в пневмогидравлические системи, системи поділу ступенів і покидька пасивних мас конструкції, а також при необхідності в системи космічного апарату відповідно до циклограми функціонування цих систем. Завдання, які СУ завдання істотно ускладнюються при виникненні в польоті аварійних ситуацій. В цьому випадку система після отримання нею інформації про що з'явилися несправності і відмови в роботі окремих систем або агрегатів РН і аналізу її за допомогою бортової обчислювальної машини виробляє рішення по виходу з наміченої аварійної ситуації і видає необхідні команди.

Складовою частиною системи управління (її підсистемою) є система енергоживлення(СЕП), в якості джерел якої на ракетах-носіях застосовують хімічні джерела живлення, турбогенератори і паливні елементи. СЕП може входити до складу РН і бути самостійною.

При підготовці РН до пуску бортова система управління взаємодіє з наземною системою управління підготовкою та пуском. У період підготовки кожна наступна операція на борту може бути виконана тільки після контролю проходження попередньої і видачі сигналу бортовий системою управління в наземну систему. До початку необоротних процесів зазвичай передбачено втручання оператора в хід підготовки з пульта наземної системи управління, а з початку необоротних процесів на борту - автоматичне припинення підготовки і пуску ракети-носія при виникненні неполадок. На СУ сучасних ракет-носіїв покладено і діагностика стану конструкції і функціонування окремих систем і агрегатів протягом всього часу польоту в цілях прогнозування та своєчасної зміни режиму їх функціонування в разі потреби; це особливо актуально для ракетних блоків багаторазового застосування.

Умови, що існують на борту РН в польоті, в яких повинна зберігатися працездатність апаратури системи управління, дуже жорсткі: температура в відсіках ракети-носія після заправки криогенного компонента досягає 220 К, що виникають з моменту запуску рухової установки вібрації змінюються в широкому діапазоні частот і обумовлюють дію на апаратуру додаткових перевантажень і т. п. Температура впливає на вихідні характеристики приладів, а вібрації призводять до механічних пошкоджень, що в сукупності знижує надійність функціонування системи. З точки зору вібрацій переважно розташовувати прилади можливо далі від місць кріплення двигунів, піротехнічних пристроїв та інших агрегатів, спрацювання яких пов'язане з ударними навантаженнями на конструкцію, а також кріпити їх до корпусу ракетного блоку на спеціальних амортизаторах. Температурний режим роботи апаратури необхідно забезпечувати як при підготовці ракети-носія до пуску, так і в процесі її польоту: при підготовці до пуску в залежності від умов навколишнього середовища може знадобитися або обігрів, або охолодження приладів, а в польоті - охолодження через власного їх тепловиділення в процесі роботи. На розміщення приладів сильно впливає і вимога щодо забезпечення мінімальної маси кабелів, що в значній мірі визначає місце розташування джерел живлення.

Так як апаратура системи управління - потенційне джерело виникнення іскор, які в разі негерметичності тракту пального можуть викликати пожежу в відсіках РН, в останніх зазвичай створюють інертну середу. СУ в свою чергу визначає ряд вимог, які впливають на конструкторські рішення; так, застосування резервування апаратури системи управління тягне за собою резервування і ланцюгів харчування, прокладаються по рознесених один від одного трасах, і т. д.

Задоволення численних вимог щодо забезпечення надійного функціонування СУ приводить до різноманітності схем і компонувальних рішень приладових відсіків. Основна апаратура може бути розташована в спеціальному термостатіруемого і вентильованому приладовому відсіку, максимально віддаленому від рухової установки, а також в спеціальних обтічниках на зовнішній поверхні баків. Самостійного приладового відсіку може і не бути, тоді основні прилади розташовують в межбакового відсіку ракетного блоку останнього ступеня РН, а апаратуру, що функціонує на попередніх щаблях, - в межбакового відсіках відповідних блоків. Крім цього в даний час з'явилися проекти з розміщенням функцій СУ РН в СУ КА, тобто в корисне навантаження, так званий «ліфтовий» спосіб розміщення системи управління.

система наведення призначена для прив'язки пов'язаних осей ракети-носія до площини пуску, визначеної у стартовій системі координат, і зводиться до виставки осей гіроскопів. Площина пуску визначається азимутом пуску ракети-носія, а пов'язані осі координат - осями гироскопических приладів, розташованих на гіростабілізований платформі, закріпленої на корпусі РН.

Органи управління(ОУ) - це агрегати і пристрої, що створюють керуючі зусилля, діючі на ракету-носій і забезпечують як її рух по заданій траєкторії польоту, так і парирування сил, що обурюють і моментів в процесі цього руху. Потрібна ефективність органів управління визначається складом, величиною і характером дії факторів, що обурюють; вплив програми польоту порівняно невелика. За своєю структурою ОУ складаються з виконавчої частини, безпосередньо створює керуючі зусилля, і пристроїв (приводів ОУ), що є сполучною ланкою між апаратурною частиною системи управління і виконавчої частиною органів управління. Приводи органів управління регулюють величину і напрямок впливу керуючих зусиль. Органи управління поділяються на аерогазодинамічних і реактивні. аерогазодинамічних органи управління створюють керуючі зусилля за рахунок впливу на їх робочу частину набігаючого аерогазодинамічного потоку (потік повітря в процесі польоту ракети-носія або газовий струмінь ракетного двигуна), а реактивні - Шляхом зміни напрямку дії або величини реактивної сили (тяги) основних або допоміжних ракетних двигунів.

За конструкцією аерогазодинамічних ОУ ділять на повітряні і газоструйние рулі класичної форми і периферійні газоструйние рулі (рис. 3), а реактивні - на поворотні маршові двигуни (або камери згоряння маршового двигуна), спеціальні кермові двигуни або камери, що коливаються і нерухомо встановлені стернові сопла, хитні сопла маршових двигунів і нерухомо встановлені дросселіруемие маршові двигуни (рис. 4). До реактивним ОУ відносять також поворотний насадок, встановлений на зрізі сопла двигуна, і управління вектором тяги шляхом зміни його напрямку за рахунок відхилення минає струменя газів за допомогою впорскування рідини або введення газів з камери згоряння в закритичних частина сопла (рис. 1.5), але вони мають відносно малою ефективністю, складні по конструкції і відпрацювання і не знайшли широкого застосування.

повітряні рулі забезпечують управління польотом за всіма трьома площинах стабілізації (тангажу, рискання і крену) і зазвичай встановлюються на спеціальних пілонах (або стабілізаторах) в хвостовій частині ракети. Ефективність повітряних рулів (величина створюваних керуючих зусиль) залежить від їх площі, кута повороту і величини набігаючого швидкісного напору, що змінюється протягом польоту від нуля до деякого максимального значення. Тому ефективність повітряних рулів різко змінюється за часом польоту і багато в чому визначається параметрами траєкторії руху ракети-носія, що виключає їх застосування для управління польотом РН на всьому активній ділянці траєкторії, але з ростом швидкісного напору робить вельми ефективними для парирування аеродинамічних збурень, також пропорційних швидкісного напору потоку, що набігає. Ця особливість повітряних рулів використовується для управління РН в комбінації з будь-якими реактивними органами управління, що забезпечують парирування інших збурень.

Практика показала, що використання повітряних рулів доцільно тільки для певного класу РН, так як їх частка в загальній ефективності органів управління з ростом потужності РН зменшується, а їх застосування стає нераціональним.

Повітряні і газоструйние рулі класичної форми використовуються починаючи з перших балістичних ракет.

Газоструйние рулі класичної форми розташовують в газовому потоці на зрізі сопла нерухомо встановленого маршового двигуна; вони забезпечують керованість РН по всіх площинах стабілізації. При повороті газоструйних рулів на деякий кут по відношенню до потоку минає струменя газів на їх поверхні виникає підйомна сила, яка і є керуючим зусиллям, що забезпечує рух РН по заданій

Мал. 3. аерогазодинамічних

органи управління:

а - повітряні рулі;

б - газоструйние рулі клаccіческой схеми;

в - периферійні газоструйние рулі;

1 - вісь хитання керма;

2 - кермо;

3 сопло камери згоряння двигуна;

4 - пілон (кронштейн, бандаж) кріплення керма;

5 - корпуc РН

 в г д Рис. 4. Реактивні органи управління: а - поворотні маршові двигуни; б - поворотні камери згоряння маршового двигуна (МД); в - кермові двигуни (камери, сопла); г - поворотний сопло МД; д - нерухомо встановлені дросселіруемие маршові двигуни; 1 - гнучкий вузол підведення компонента палива; 2 - вузол підвіски МД; 3 - витратні магістралі палива МД; 4 - ТНА МД; 5 - корпус РН; 6 - камера згорання МД; 7 - витратні магістралі палива рульового двигуна; 8 - вісь хитання двигуна (сопла); 9 - ТНА рульового двигуна; 10 - камера згоряння рульового двигуна (сопла); 11 - заряд твердого палива

 
 
 а Б В


Рис.5. Газодинамічні реактивні органи управління:

а - поворотний насадок на зрізі сопла МД; б - відхилення минає струменя газів введенням газів на камери згоряння; в - відхилення минає струменя газів уприскуванням рідини;

1 - витратні магістралі палива; 2 - корпус РН; 3 - привід поворотного насадка (клапани на трубопроводах уприскування газу або рідини); 4 - поворотний насадок (трубопроводи упорскування газу або рідини); 5 - МД; 6 - вузол підвіски МД; 7 - напрямок відхилення минає струменя газів; 8 - ємність впорскується рідини;

9 - напрямок невідхиленому минає струменя газів

траєкторії. Ефективність газоструйних рулів залежить від їх площі, кута повороту і параметрів струменя (швидкісного напору) двигуна на зрізі сопла, що робить їх дуже чутливими по відношенню до параметрів двигуна. У зв'язку з цим їх застосування найбільш ефективно на I щаблях РН, двигуни яких мають більший тиск на зрізі сопла.

Характерною особливістю газоструйних рулів класичної форми є зміна їх газодинамічного профілю в процесі роботи через обгара зовнішньої поверхні під дією високих температур струменя ракетного двигуна, що призводить до зміни положення центру тиску керма і його шарнірного моменту. Установка газоструйних рулів в струмені двигуна призводить до зниження його тяги за рахунок виникнення сили лобового опору на кермі і, отже, питомої імпульсу.

Периферійні газоструйние рулі встановлюють по дотичній до газового потоку на зрізі сопла двигуна і вводять в струмінь тільки при необхідності створення керуючих зусиль. Периферійні рулі аналогічні рулям класичної форми і відрізняються від них меншим часом перебування в минає струмені двигуна. Однак і ті й інші використовуються як органи управління тільки для ракет-носіїв обмеженою потужності, так як з ростом потужності різко збільшуються розміри рулів, що призводить до абсолютно неприйнятним втрат питомої імпульсу двигуна, ускладнення приводів і збільшення їх потужності, погіршення масових характеристик органів управління і ускладнення їх компонування на борту ракети-носія.

Поворотні маршові двигуни зазвичай використовуються для управління ракетою-носієм по всіх площинах стабілізації. Їх ефективність залежить від величини тяги, кута повороту двигуна (камери згоряння) і обмежена, по-перше, конструкцією поворотних вузлів підведення компонентів палива до двигунів, складність якої зростає зі збільшенням кута повороту двигунів і діаметра паливних магістралей, і, по-друге, енергетичними втратами, зумовленими появою поперечної складової тяги, що забезпечує керуючий момент і викликає зменшення поздовжньої складової тяги, що призводить до зменшення ефективної тяги і питомої імпульсу рухової установки.

Камери згоряння маршового двигуна як органи управління притаманні Багатокамерний двигуну, має турбонасосний агрегат і кілька камер згоряння. Схема їх роботи, ефективність і конструкція вузлів гойдання аналогічні поворотним маршовим двигунів. Поворотні вузли топлівоподводящіх магістралей на відміну від таких же вузлів поворотних маршових двигунів працюють в області високих тисків компонентів палива, що, з одного боку, призводить до ускладнення конструкції, а з іншого - до її спрощення за рахунок зменшення діаметра. Однак останнє характерно тільки для рідких компонентів палива. Поворотні вузли топлівоподводящіх магістралей двигунів замкнутої схеми для одного Або обох компонентів палива працюють в газовому середовищі, що характеризується не тільки високими тисками і температурами, а й значними об'ємними витратами, які обумовлюють великі діаметри поворотних пристроїв.

Спеціальні кермові двигуни або камери згоряння зазвичай мають вузли гойдання, що забезпечують їх поворот, і в складі РН абсолютно автономні. Для управління польотом ракети-носія за всіма трьома площинах стабілізації встановлюють три-чотири рульових двигуна (камери), з них для управління по каналу крену - два. Вузли гойдання рульових двигунів (камер), як правило, суміщені з вузлами підведення компонентів палива. З огляду на порівняно невеликих тяг рульових двигунів (камер) невеликий і витрата палива, що обумовлює малі діаметри топлівоподводящіх магістралей, що дозволяє збільшити кути їх гойдання до 45 °.

Нерухомо встановлені основні двигуни як органи управління можуть бути використані тільки для многодвигательном установки. В цьому випадку керуючі зусилля по каналах тангажа і рискання створюються неузгодженістю тяги протилежних груп двигунів, по каналу крену - тяги поруч розташованих двигунів, осі камер згоряння яких нахилені один до одного. Перевагою такої схеми є відсутність складних вузлів гойдання і підведення до двигунів компонентів палива, складної системи рульових приводів, більш проста конструкція теплозахисних екранів і днищ і т. Д., А недоліком - обмежена ефективність органів управління. Величина створюваних керуючих моментів визначається діаметром розташування двигунів і допустимої глибиною дросселирования їх тяги.

Хитні і нерухомо встановлені стернові сопла зазвичай використовуються як ОУ по каналу крену. Робочим тілом для них служить газифікований компонент палива, що відбирається від газогенератора основного двигуна; його параметри, що характеризують енергетику, відносно невисокі і питомий імпульс рульових сопел малий. Тому створення рульових сопел більш-менш великої тяги енергетично невигідно, тому що викликає суттєві втрати ефективного питомого імпульсу рухової установки в цілому. Зазвичай стернові сопла застосовують тільки для ліквідації невеликих збурень, що діють по каналу крену. Конструкція вузлів гойдання поворотних рульових сопел досить проста і забезпечує їх відхилення до 45 °.

Поворотні сопла основних двигунів (Див. Рис. 1.26г) зазвичай використовуються в якості органів управління в твердопаливних двигунах. Вузол гойдання сопел в критичному перетині має вигляд кінематичної пари з трьома ступенями свободи, що при наявності двох і більше сопел забезпечує управління польотом ракети-носія за всіма трьома площинах стабілізації. Вузол гойдання досить складний за конструкцією і вимагає великого обсягу експериментальної відпрацювання. Для ЖРД ця складність різко зростає через наявність сорочки охолодження і робить застосування поворотних сопел неприйнятним.

Системи телевимірювань. Система телевимірювань призначена для контролю параметрів роботи агрегатів і систем ракети-носія в польоті, а також стану середовища в відсіках, режимів роботи конструкції і т. Д. Інформація системи телевимірювань дозволяє об'єктивно порівняти фактичні та розрахункові значення характеристик роботи систем, агрегатів і ракети-носія в цілому і при необхідності прийняти рішення про доопрацювання тієї чи іншої системи, а при аварійному виході пуску служить матеріалом для визначення причин аварії. Для сучасних ракет-носіїв, що представляють собою досить складні системи, кількість вимірюваних в польоті параметрів обчислюється тисячами, тому бортова частина системи помітно впливає на масові характеристики РН. З огляду на це, на період льотної експериментального відпрацювання передбачають збільшений обсяг вимірювань (важка телеметрія), а на період штатної експлуатації РН - тільки необхідний мінімум контрольованих параметрів (полегшена телеметрія). На ракетах-носіях використовують радиотелеметрический і автономну телеметричну системи.

Радиотелеметрические системи реєструють переважна більшість параметрів, а автономні працюють на ділянках польоту, де з яких-небудь причин неможливо забезпечити якісний прийом інформації, або як дублюючі системи, контролюючі найбільш важливі параметри. Останнє положення обумовлено тим, що інформація, що фіксується автономною системою, чистіша, так як не містить перешкод, властивих радіотелеметричної системі і обумовлених атмосферним впливом при передачі і прийомі інформації. Це робить автономну систему особливо корисною на початковому етапі льотно-конструкторської відпрацювання ракети-носія, хоча вона і має порівняно малий обсяг вимірювань і складність пошуку касет із записаною інформацією в разі аварійного виходу пуску ракети-носія.

Радіотелеметрична система, що розміщується на борту ракети-носія, є складовою частиною наземного командно-вимірювального комплексу, що забезпечує траєкторні вимірювання, прийом, обробку та розшифровку інформації, одержуваної з борта ракети-носія, і включає:

- Датчики, які реєструють величину вимірюваного параметра;

- Комутаційний пристрій та апаратуру, що забезпечує многок-нальную передачу;

- Радіопередавач і антени радіотелеметричної системи;

- Записуючий (реєструє) пристрій автономної системи;

- Кабельну мережу.

В автономній телеметричної системи параметри вимірювання реєструються на бортове записуючий пристрій, що зберігається в броньованій касеті і розташоване, як правило, на ракетному блоці I ступені. В окремих випадках, з огляду на складність стартового ділянки польоту ракети-носія, застосовують автономну телеметричну систему, яка транслює інформацію на землю протягом 1,5 ... 2,5 с за допомогою розмотувати кабелю, попередньо укладеного на поверхні корпусу, а також працювати до висоти підйому ракети-носія 5-10 м. Телеметрична апаратура на борту ракети-носія харчується від автономних хімічних джерел постійного струму, що розміщуються в зручному для обслуговування місці або в окремому контейнері, в якому температурний режим підтримується в заданих межах. В даний час у зв'язку з впровадженням на ракети-носії і особливо на багаторазові ракетні блоки діагностичних систем, не тільки контролюючих зміну окремих параметрів, а й виробляють по їх сукупності при ненормальному протіканні процесів сигнал в СУ для зміни програми польоту (наприклад, відключення частини двигунів , заборона форсування, перехід на запасну програму тангажу і т. д.), роль телеметричної системи значно зростає, що веде до появи нових типів датчикової апаратури, впровадження до складу системи обчислювальних машин, взаємного проникнення систем вимірювання і управління.

Системи поділу ступенів і скидання конструктивних елементів. Системи поділу ступенів і скидання конструктивних елементів призначені для відділення і відведення з траєкторії виведення відпрацьованих ракетних блоків, відділення корисного вантажу від ракетного блоку останнього ступеня ракети-носія, а також для покидька пасивних мас, які виконали своє функціональне призначення до певного моменту часу (твер-дотоплівних прискорювачів I ступені після вигоряння палива, головного обтічника, що захищає корисний вантаж до досягнення ракетою-носієм малих значень швидкісних напорів, і т. д.). Процес поділу в загальному випадку складається з двох етапів: перший - фізична розчеплення поділюваних конструкцій, другий - відведення відпрацьованої частини з траєкторії виведення. Сама розчеплення ще не вирішує завдання поділу, так як необхідно не тільки фізично відокремити один від одного блоки, елементи конструкції і т. Д., Але і забезпечити їх безударное розбіжність щоб уникнути аварії.

Критеріями при виборі схеми і засобів системи поділу є:

- Умови ненаголошеного розбіжності відокремлюваних частин (основний критерій);

- Простота і чітка послідовність операцій в процесі поділу при мінімальному числі керуючих команд на їх виконання;

- Мінімально можливі навантаження і обурення на рух наступному рівні;

- Надійність спрацьовування засобів поділу і вузлів конструкції;

- Мінімально можлива маса системи;

- Можливість автономної перевірки працездатності схеми і системи в цілому при наземних випробуваннях.

Для відпрацьованих ракетних блоків багаторазового використання (рятованих блоків) додатковою вимогою служить можливість отримання початкових умов руху відокремлюваних блоків, сприятливих з точки зору їх приземлення.

Забезпечення в процесі поділу мінімальних збурень на рух наступному рівні займає особливе місце і обумовлено тим, що процес поділу є розрахунковим з точки зору максимального потрібного керуючого моменту для подальшої ступені.

Склад систем поділу визначається принциповою компонувальною схемою ракети-носія, схемою поділу і в загальному випадку включає агрегати, вузли і механізми, що забезпечують надійне з'єднання ракетних блоків між собою до моменту поділу, розкриття (порушення) силових і конструктивних зв'язків в ході поділу і розведення разделяющихся частин . Склад систем скидання конструктивних елементів має аналогічне призначення і визначається особливостями їх роботи, схемним і конструктивним виконанням.

Силову зв'язок ракетних блоків і скидаються елементів конструкції між собою, а також їх фізичне відділення забезпечують піроболта, пирозамков, пневмозамкі, механічні замки і оболонкові конструкції з піротехнічними пристроями кумулятивного дії. Стосовно до схем «пакет» відведення бічних блоків в окремих випадках може відбуватися з використанням тяги основних двигунів і енергії газів наддуву паливних баків, що забезпечують відведення виділень блоку від наступному рівні за допомогою спеціальних сопел. Панелі скидаються корпусів хвостового відсіку і головного обтічника при їх порівняно невеликих масах розлучаються з допомогою пружинних або пневматичних штовхальників. Для ракет-носіїв з поперечним поділом ступенів після фізичного відділення ракетних блоків відокремлюваному ракетному блоку повідомляється імпульс в протилежну його руху сторону, що призводить до його гальмування. При «гарячому» поділі ступенів такий імпульс може бути відсутнім, так як після фізичного відділення ракетних блоків, виходу на номінальний режим тяги рухової установки наступному рівні і виключення ДУ попереднього ступеня виключається можливість наздоганяння нею наступному рівні. При поздовжньому поділі ступенів виділенням блокам повідомляється імпульс в бічному напрямку.

Пристрої, що забезпечують силову зв'язок конструктивних елементів, мають свої переваги і недоліки. Найбільш надійними вважаються піротехнічні пристрої, при цьому застосування оболонкових конструкцій з піротехнічними пристроями кумулятивного дії не обмежена, застосування піроболтів обмежена граничним навантаженням на болт до 20 тс, а пирозамков і пневмозамков - до 100 тс. При спрацьовуванні і руйнуванні піроболтів з'являються осколки, наявність яких вимагає спеціального захисту елементів конструкції ракетного блоку від їх механічного впливу. Цей недолік характерний і для оболонкових конструкцій з піротехнічними пристроями кумулятивного дії. Піро-і пневмозамкі в порівнянні з піроболта мають більш складну конструкцію, але і більш безпечні в роботі. У пневмозамках відсутні будь-які піротехнічні пристрої, а пірозапали в пирозамков встановлюють на заключному етапі складання ракети-носія. Оболонкові конструкції з піротехнічними пристроями застосовують як в поперечних, так і в поздовжніх стиках, при цьому для підвищення їх надійності в місцях фізичного поділу конструкції бажано застосування гладкою оболонки, хоча кумулятивні заряди здатні забезпечити поділ конструкції будь-якої конфігурації в перерізі. Застосування оболонкових конструкцій вимагає меншої маси вузлів системи поділу, але пов'язано з надзвичайно кропіткої відпрацюванням конкретної конструкції.



 Лекція СИСТЕМА УПРАВЛІННЯ РАКЕТ |  Фізичні особливості функціонування кумулятивних боєприпасів. кумулятивний ефект
© um.co.ua - учбові матеріали та реферати