Константинов М.С., Каменков Е.Ф., Перелыгин Б.П., Безвербый В.К. Механика космического полета (1989) (1246269), страница 63
Текст из файла (страница 63)
Спуск космического аппарата на поверхность планеты может быть проведен как с межпланетной траектории движения КА, так и с орбиты спутника планеты, причем при спуске с межпланетной траектории аппарат или осуществляет прямой спуск, или предварительно переводится на орбиту спутника планеты. При спуске аппарата на планету с атмосферой используется тормозящее влияние атмосферы для гашения скорости аппарата.
Возможно использование также двигательной установки в процессе спуска, особенно при спуске аппарата в разреженной атмосфере (например, в атмосфере Марса). 8.1. КЛАССИФИКАЦИЯ РЕЖИМОВ СПУСКА По характеру формирования траектории все режимы спуска можно разделить на три большие группы. 1. Баллистический спуск. 2, Спуск с постоянным аэродинамическим качеством, 3. Управляемый спуск. Управляемый спуск предполагает изменение аэродинамического качества аппарата в процессе полета. Возможно использование комбинированного спуска, объединяющего указанные выше режимы. По характеру управления все режимы спуска можно разделить на следующие группы: 1) управление в процессе спуска углом атаки аппарата а-управление); 2) управление в процессе спуска углом крена (у-управление); 3) комбинированное управление (а — у-управление).
315 Наиболее простым с точки зрения организации управления является управление углом крена, так называемое управление эффективным аэродинамическим качеством. Прн этом спускаемый аппарат (СА) сбалансирован на некотором угле атаки (ао.,) и при развороте по углу крена меняется вертикальная составляющая подъемной силы аппарата. Характер обтекания СА в процессе спуска не изменяется, что облегчает его тепло- защиту, В связи со статической нейтральностью такого рода аппаратов по углу крена затраты рабочего тела на управление, как правило, невелики. Однако у-управление имеет ряд существенных недостатков, в частности, наличие бокового ухода и спуск Г мекплпнетной ардиты < прдиты гпутн око Гпднпкрат- ным отраже- нием от ат- мпсагеры йр яппи гпусн Упродляемти спуск уоллис тив чесь ии спуск спуск г ппг- гпояннтм кпчестдом Г мнпгпкрапг- ньт птрат— ноем ат ппгмоирерт спуск.
г постоянным кочегтдпм даплистичегкий слуг~ КомдинироГоннмо спуог Грегулиро- данием па а депп гули родоноя с,, Г преддари- тельньгм тормптением ддигателеч Упрадляемый глупя Помдонородоннтй спуск Рис. 8.1. Схемы возможных вариантов спуска 316 необходимость его компенсации путем изменения знака угла крена, невозможность одновременного управления продольной и боковой дальностью и т, д. В связи с этим более перспективными следует считать двухканальные системы управления, основанные на изменении угла атаки и угла крена СА.
В процессе спуска ограничиваются как управляющие параметры, так и параметры траектории СА. В качестве ограничений могут быть приняты ограничения по температуре, скоростному напору, времени спуска, перегрузке, вертикальной скорости снижения и т, д. Схемы возможных вариантов спуска приведены на рис.8.1. На рис. 8.2 показаны приближенные значения гиперзвукового аэродинамического качества некоторых экспериментальных и штатных КА и скорости их входа в атмосферу. Из рис. 8.2 видно, что в дальнейшем исследование проблемы спуска будет в основном развиваться в направлении анализа больших скоростей входа и в создании КА, обладающих сравнительно высоким аэродинамическим качеством.
Диапазон скоростей от круговой до параболической будут иметь аппараты, совершающие полеты в пределах Земля — Луна. У КА, возвращающихся пз полетов к планетам Солнечной системы, скорости входа в атмосферу Земли превышают параболическую. Баллистический спуск в атмосфере, при котором после подачи тормозного импульса и схода с орбиты управление траекториегй не ведется, является самым простым с точки зрения технической реализации, однако разброс точек посадки.относительно расчетной может чг- К ''"-' ~1 метров в зависимости от раз- г,а броса начальных параметров входа и параметров атмосферы.
' к1-м, кг-ук Совершенствование техники м-гг-г, входа в атмосферу будет заключаться в использовании КА, об- „лава ав" ладающих аэродинамическим кй процессе спуска осуществлять управление траекторией и дальностью спуска. Рис. 8.2. Значения гииеравугсового При спуске с начальной аэродинамического качества СА сверхорбитальной скоростью накладывается дополнительное ограничение на рикошетирование аппарата из атмосферы.
Вход КА со сверхорбитальной скоростью должен быть произведен в определенном входном коридоре по высоте или по углу входа. Ширина коридора определяется разностью высот условных перигеев верхних и нижних 317 граничных траекторий спуска. Использование подъемной силы КА в процессе спуска при двухканальном управлении по углам атаки н крена позволяет расширить входной коридор как по сравнению с баллистическим спуском, так и со случаем одноканального управления по углу крена и улучшить динамику движения аппарата в процессе полета. Наличие даже небольшой подъемной силы позволяет значительно снизить перегрузки в процессе спуска. Таким образом, перспективными СА являются аппараты, обладающие аэродинамическим качеством и располагающие системой управления спуском 1СУС), основанной на управлении по углам атаки и крена.
8пъ ВНЕАТМОСОЕРНЫП УЧАСТОК СПУСКА КА С ОРБИТЫ СПУТНИКА ПЛАНЕТЫ Возвращение КА с низких орбит спутника Земли н планет принципиально можно организовать двумя способами: аэродинамическим, используя тормозящее влияние атмосферы планеты, и газодинамическим, путем приложения тормозного импульса. Аэродинамический метод торможения заключается в целенаправленном регулировании силы торможения в апоцентре и перицентре орбиты. Путем увеличения силы торможения в апоцентре орбиты и уменьшения ее в перицентре можно сохранить в течение длительного времени требуемую эллиптичность орбиты. Управление полетом и перевод аппарата на траекторию спуска можно осуществить за счет изменения подъемной силы У, и силы лобового сопротивления Х„.
Изменение силы лобового сопротивления осуществляется либо поворотом КА вокруг центра масс, либо путем раскрытия специальных поверхностей. В том и в другом случае меняется баллистический параметр о (о ' ~, причем эффективахазм ~ х х мй )> ность торможения зависит от возможного диапазона изменения параметра ох. Наиболее широко распространенным в настоящее время способом перевода КА на траекторию спуска является способ приложения тормозного импульса. Последовательность проведения операций на орбите заключается в следующем. Сначала проводится ориентация КА на орбите, т. е.
связанные оси КА занимают определенное направление в пространстве. Затем в заранее заданный момент времени включается тормозная двигательная установка, время работы которой определяется из условия перевода КА на заданную переходную траекторию спуска и обеспечения расчетных условий входа КА в атмосферу. Как правило, при проведении проектировочных расчетов временем работы тормозной двигательной установки (ТДУ) можно пренебречь и считать изменение скорости КА им- 318 пульсным, т. е. считать, что тормозной импульс прикладывается мгновенно (рис.
8.3). При проведении проектировочных расчетов могут решаться задачи двух типов: !. Дано: величина вектора тормозной скорости ЛГ, направление вектора тормозной скорости са (угол между местным горизонтом и вектором ЛР), время включения тормозного двигателя Т7 (отсчитывается от момента прохождения перицентра). 7 ар 7 Известны также параметры дви-в, кар ррродгр Лр ы жения КА в момент включения I ТДУ вЂ” скорость КА Р,р, угол л р наклона вектора скорости к мест- 77грехрулага ному горизонту 6,„, радиус из ардавда ЦЕНтРа ПЛаНЕтЫ Р,гь аРГУМЕНт Р широты и7 (яп и7 = яп гр7яп 7', где 'р' аса гр — географическая широта ррглргагграг г включения ТДУ, 1 — угол наклона исходной орбиты). г ф Определить: Условия входа КА в атмосферу — скорость угол между вектором скорости лэ и местным горизонтом 0„, время полета от подачи тормозного импульса до входа КА в атмосферу 1,, дальность спуска по Ю поверхности планеты при по- ~не.
8.3. спуск аппарата с орбиты спутника планеты. лете по переходному эллипсу д сп аргумент широтЫ топки ВХО- аыа горваовт; д — тачка входа КД в да ивх. мосфару За условную границу атмосферы принимается высота А= =100 км, т. е. Лак=йод+100, где )7„,— средний радиус планеты (для Земли 3~=6371 км). 2, Дано: Гвх, 0„, Лвх, и.*.
Эти величины целиком определяют параметры переходного эллипса. Известны также: радиус апоцентра г, исходной орбиты, радиус перицентра гго аргумент широты перицентра и„. Точка пересечения исходной орбиты с переходным эллипсом определяет точку схода КА с орбиты и параметры тормозного импульса.
Определить: ЛР, ат, ть (сп, 7-сп Задача первого типа может быть решена следующим образом. 3!9 Скорость КА и угол наклона вектора скорости после подачи тормозного импульса можно определить из соотношений Ух = У'У' + ДУв — 2УорЬ У соз(ы — Оор) . (8.1) Если принять, что АУ7Увр(( 1 то приближенно получим Ух = 1'вр — А У соз (ы — О,р); угол наклона: О =Π— агс1 , = ,р — агс1я Э У р — Л У свв(м — Овр) или приближенно (8.2) (8.3) О = 0 — — 51п(ы — 0 ). лу Используя интегралы энергии и площадей, получим значения параметров движения КА в момент входа в атмосферу 20 х 2р У вЂ” — = У1 — —,.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
