5. Методы наведения и системы управления снижением КА в атмосфере планеты (1245723), страница 2

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 2)

перегрузки(см. Рис. 2).Поэтому разность силы тяжести и центробежной силы мала по сравнению с подъемной силой (КА, практически, движется также, как в условиях свободного полета по круговой орбите). Таким образом, уравнение (2) приобретает вид:d(2) mV  Y .dtРазделив его на уравнение для n x :1V 21 dVXn x   CxSм 2mgg dtmgнайдем:1 dV X d.V dt Y dtДля неуправляемого снижения, когда X Y  const , интегрируя это уравнение, имеем:Cx(  0 )Cy.V  V0 eЗдесь угол наклона траектории  стал переменным за счет действияподъемной силы Y .Если же следствие (2) уравнения (2) разделит на уравнение:d~ ~V sin  ,dtполучим:2md~sin d , 0Sм C yинтегрируя которое получаем:2mm~(cos   cos  0 ) sin(    0 ) sin(    0 ) . 0Sм C y 0Sм C y – мало (т.к.Поскольку в начале спуска, в верхних слоях атмосферы ~мала плотность  ), это уравнение можно записать в виде:m(  02   )(7)Sм C y(заменяя разность cos произведением sin).Подставляя этот результат в уравнение (6), получим:Cx2 (  0 )V02 2C22.n( 0  ) C x  C y e y2gC yМаксимальной перегрузке, по-прежнему, соответствует условие экстремума скоростного напора, т.е.d(~d (V 2 )V 2 )d~dV 0 или 0 , т.е.

V 2~ 0.ddddВ данном случае, дифференцируя (6), имеем (с учетом ~   0 из (7))Csin  m  x  02   2m ,Cyгде  m – угол наклона траектории, соответствующий максимальной перегрузке.Если этот угол мал, то sin  m   m и, решив полученное квадратное уравнение, имеем:2C Cy   ym  2C x 2C x после подстановки этого результата в уравнение для n , имеем: 02Cx2  0V02  02C22n max Cx  Cy e y .2gC y(здесь мы пренебрегли величиной  m , что справедливо, если  0 – мал иC y C x  1).Характерно, что наличие подъемной силы позволяет существенно расширить диапазон углов входа (с учетом ограничения n  n доп ) даже при неуправляемом спуске (т.е.

если Y X  const ). Еще лучше получается результатпри управлении отношением Y X требуемым образом (см. Рис. 3).Рис. 3______ – неуправляемый спуск;------ – управляемый спускГрафик показывает, что при баллистическом спуске (Y=0) предельно допустимая перегрузка достигается лишь если  0 не больше 2. При Y X  0,5диапазон углов входа расширяется до 6, при Y X  2 до 9.Если же в процессе снижения производится регулирование этого отношения путем изменения аэродинамического качества (изменяя геометрию, т.е.X или подъемную силу, т.е. Y) при Y X  2 диапазон углов входа расширяетсядо 12.Та же картина наблюдается и при входе в атмосферу аппарата с межпланетной траектории, т.е. когда V0  11 км/с, хотя в этом случае диапазон допустимых углов становится меньше.

В этом случае необходимо обеспечить такойманевр, чтобы не произошло рикошетирования от атмосферы (с одной стороны) и чрезмерно быстрого погружения в нее (с другой стороны). С этой цельювначале КА придается большой угол атаки, а, иногда, и отрицательная подъемная сила (чтобы, по возможности, быстрее рассеять кинетическую энергию), азатем угол атаки уменьшается с целью снижения C y C x .Если угол входа  0 будет слишком мал, может произойти рикошетирование или КА, пройдя сквозь атмосферу, вновь выйдет в космос. С другой стороны чрезмерно большой угол входа может привести к чрезмерным перегрузками нагреву. Все это позволяет говорить о так называемом коридоре входа (Рис.4).Рис. 4Если планета не имеет атмосферы, то КА, следуя по нижней границе коридора входа, просто разобьется о ее поверхность, а следуя вдоль верхней границы – пролетит мимо планеты.

Наличие атмосферы позволяет в первом случае, используя положительную подъемную силу, сделать траекторию более пологой и не допустить чрезмерных перегрузок, а во втором случае при помощиотрицательной подъемной силы перейти на траекторию снижения.Глубина коридора входа h является функцией от скорости, угла входа,аэродинамического качества аппарата и возможности системы управления.2.3. Нагрев при спуске в атмосфереПри спуске в атмосфере первоначальная кинетическая энергия аппаратапереходит в тепловую энергию нагретого воздуха, которая, в свою очередь, частично передается на корпус аппарата.

Тепловой поток, подводимый к КА,определяется скоростью рассеяния энергии и коэффициентом преобразованияэнергии, который представляет собой отношение величины тепловой энергии,передаваемой КА к общему количеству рассеянной кинетической энергии.Этот коэффициент зависит от свойств окружающего слоя, которые, в свою очередь, определяются высотой, скоростью и формой аппарата. Для больших высот характерно молекулярное обтекание, при котором тепло легко передаетсяаппарату K  0,5 , на высотах 67 км обтекание ламинарное, при этом коэффициент преобразования становится меньше 0,5 и падает с высотой. Наконец, уповерхности Земли обтекание становится турбулентным и коэффициент преобразования в этом случае мал.Таким образом, желательно добиваться того, чтобы при больших значениях коэффициента преобразования скорость рассеяния кинетическая энергиибыла бы малой и наоборот.

Однако выполнение этого требования приводит кпологим траекториям с большим временем посадки, а, следовательно, КА длительное время подвергается нагреву и полное количество подведенного тепламожет превысить допустимую норму. Поэтому необходимо найти разумныйкомпромисс.В условиях ламинарного обтекания конвективный тепловой поток пропорционален величине V 3 . Не вдаваясь в сложные выкладки из теории газодинамики, приведем ряд конечных соотношений.Для крутого снижения (по баллистической траектории) максимальныйудельный тепловой поток на единицу площади миделевого сечения составляет:3q max 0,371   0 Vкр sin ,SмC x Sм  0Rnd m 2где Rn – число Рейнольдса на единицу длины, отнесенное к числу Маха науровне моря;d – диаметр корпуса КА;Vкр – исходная круговая скорость.Отношение мгновенного значения теплового потока к его максимуму:3  C x Sмq C x Sм   2  m sin e  4,05.q max 2 m sin  Интегрируя тепловой поток по времени, получим полное количество теплаq2 3,76  VкрSм02.C x SмRnd  sin mПри пологом снижении с использованием подъемной силы максимальный тепловой поток составляет:0 m30,816  VкрC x Sмq max.SмYRnd   (R   h )XОтношение величины теплового потока к его максимальному значениюравно:qq max1,84 (R   h )C y Sмm3.C y Sм 1  (R   h )2m Полное количество тепла в этом случае:Y(R   h ) 0qX.2 1,67  VкрSмC x SмRnd mЭти соотношения показывают, что при баллистическом входе тепловойпоток растет с увеличением угла входа, в то время как полное количество теплапри этом уменьшается, т.к.

уменьшается время снижения.При снижении с использованием подъемной силы значение тепловогопотока уменьшается с ростом аэродинамического качества, а полное количество тепла возрастает.В обоих случаях и тепловой поток, и полное количество тепла растут приуменьшении баллистического коэффициента, что фактически подтверждает очевидную мысль, что тяжелые, большие аппарата нагреваются при снижении больше.Для уменьшения влияния тепловых воздействий на КА применяют такназываемые абляционные покрытия, сделанные из веществ, которые принагревании испаряются и тем самым охлаждают поверхность.3.

Выбор аэродинамической формы САЭто одна из центральных проблем спуска, для успешного решения которой необходимо комплексное исследование многих сложных задач. На первомэтапе развития космической техники основное внимание было уделено изучению прежде всего осесимметричных аппаратов шаровой (1), сегментной (2),конической (3) и других подобных форм.Для спуска по баллистической траектории ( C y  0 ) годится любая из приведенных форм, необходимо только обеспечить спуск с нулевым углом атаки (=0).При этом на СА (типа 2,3) можно снижаться как тупым, так и острым концом вперед. Требованию обеспечения как можно меньшей конечной скорости (обязательноменьше скорости звука) лучше всего удовлетворяют формы с максимальным значением коэффициента лобового сопротивления C x , а именно СА типа 2 и 3 при движении тупым концом вперед.

Например, для СА типа 2 при движении тупым концом вперед C x  1,2 (а, наоборот – C x  0,4 ). В этом случае скорость в конце основного участка аэродинамического торможения будет почти в 1,5 раза меньше.Кроме того, при снижении тупым концом вперед наиболее мощное теплозащитноепокрытие можно наносить только на лобовую часть, т.к. задняя часть находится ваэродинамической тени. СА шаровой формы имеет C x несколько меньший, чем уформ 2 и 3 (0,8 вместо 1,2), но обладает рядом важных достоинств:–шаровая форма надежна, т.к. обеспечивает дозвуковые конечныескорости Vк ;–позволяет осуществить спуск без специальной системы стабилизации, т.к. устойчивое снижение возможно при соответствующем взаимном положении центра масс и центра давления.4.

Определение дальности планирования САСпускаемый аппарат после торможения в атмосфере снижает скоростьполёта до дозвуковой и на высоте h переходит в планирующий полёт. Определим дальность планирования.При установившемся планированииdV d 0,dtdtТогда из уравнений (1), (2) следует:V 2mg sin   C x S 0,2V 2V 2 g m cos   C y S 0.r2V2 g , и поделив после преобразования первое уравнеrние на второе, получимC1tg  x  .Cy KУчитывая, чтоЭта формула показывает, что угол планирования  полностью определяется аэродинамическим качеством СА. Если l – дальность планирования, тоh 1tg   ,l Kоткудаl  hK ,т.е.

Характеристики

Список файлов лекций