Константинов М.С., Каменков Е.Ф., Перелыгин Б.П., Безвербый В.К. Механика космического полета (1989) (1246269), страница 70
Текст из файла (страница 70)
Приведенные выше цифровыс результаты применимы только для КЛ с ие,,ими ограниченными возможностями Г силовых установок. Если >ке силовая установка имеет боль- и -- — — — — ---- — — — шие энергетические возможно- сти, то скорость входа молино уппсм пп пессмеым значительно уменьшить, ис- еппипсам О пользуя торможение КА прп подходе к Земле. Папесс~ пп пппипсам, Необходимо заметить, что апипиим и еппипсу— Хамана дапуееа нынешнее поколение космических кораблей и спускаемых аппаратов обладает ограниченПуу гсупл ными возможностями, явно не- достаточными для решения Рпс. 9 1 За исимоссь скорости входа КЛ в атмосферу Зелллп от суммарной этой прополжюельпостп полета к марсу Системы управления, основан- ззв ные на использовании у-управления, не могут обеспечить спуск в пределах очень узкого' коридора, соответствующего большим гиперболическим скоростям входа.
Одной из характерных особенностей возвращения СА с гиперболическими скоростями является необходимость высокой надежности технической реализации узкого диапазона условий входа в атмосферу, обеспечивающих безопасное возвращение аппарата на Землю. Кроме того, значительная протяженность участка полета в атмосфере вызывает длительное воздействие на экипаж корабля значительной перегрузки, ограничиваемое пределами физиологической переносимости.
Исследованию динамики движения СА и его системы управления спуском (СУС) при гиперболических скоростях входа посвящено гораздо меньшее количество работ. Из наиболее существенных необходимо отметить ~(6, !5, 16, 17, 18, 25, 30 и др.]. В настоящее время нет еще полной ясности в вопросе о наиболее вероятном диапазоне скоростей входа при возвращении от планет Солнечной системы; о схеме спуска (спуск по «коротким» или «протяженным» траекториям); о форме СА и количестве управляющих параметров; о перегрузочных режимах траекторий спуска и т.
д. Однако можно утверждать, что трудности, имеющие место прн спуске с параболической скоростью, при спуске с гиперболическими скоростями значительно усугубляются: значительно увеличивается унос теплозащитного покрытия (ТЗП), что приводит к изменению аэродинамических характеристик СА и ухудшению динамических режимов спуска; резко увеличивается влияние возмущающих факторов (в частности, атмосферных возмущений) на траектории спуска, увеличивается влияние движения СА относительно центра масс на продолыюе движение аппарата; резко возрастают перегрузки в процессе спуска, что приводит к невозможности использования в аварийной ситуации рсжима баллистического спуска; в значительной степени возрастает необходимость обеспечсння «комфортности» траекторий с точки зрения минимизации дозы перегрузки в процессе спуска; увеличиваются требования к точности работы СУС и т.
д. 'Эти особенности определяют содержание технических трудностей, которые необходимо преодолеть прн разработке СА, вхо~ящнх в атмосферу с гиперболическими скоростями. Сущесгвует несколько способов разрсшення этих трудностей, позволяющих существенно упростить задачу обеспечения входа СА в атмосферу Земли. Рассмотрим некоторые нз пих. 1. Уменьшение начальной скорости входа ГА в атмосферу путем торможения аппарата двигателем на вага~ и зсфсопом участке до скоростей порядка первой космической. С одной стороны, этот способ позволяет зна н:тельно расширить коридор входа, однако, с другой, — приводит к увеличению продолжительности полета, которое прн реально возможных в !3" 333 обозримом будущем сравнительно небольших тяговооруженностях космических кораблей будет довольно значительным. Кроме того, этот способ для существующих двигательных установок приводит к необходимости больших затрат топлива на торможение.
Сколько-нибудь реальным этот способ может считаться, по-видимому, лишь при использовании новых источников энергии (например, ядерных). Возможно использование для торможения КА атмосферы планеты. 2. Увеличение располагаемого аэродинамического качества СА для расширения коридора входа. Однако увеличение качества СА свыше 1,0 ... 1,2 с точки зрения расширения рабочего коридора входа становится малоэффективным ,'1'21 и, кроме того, может привести к существенному увеличению массы его теплозащитного покрытия.
3. Разработка систем управления движением СА, наиболее рационально использующих его аэродинамические характеристики при сравнительно небольших значениях располагаемого аэродинамического качества аппарата. Перспективным, по-видимому, является использование всех перечисленных выше способов прн их рациональном сочетании. В зависимости от дальности полета по поверхности Земли от точки входа до точки посадки (х.,п) различают два типа траекторий спуска: 1) короткие траектории с дальностью полета в пределах 4000 км; 2) протяженные траектории с дальностью полета более 4000 км. Короткие траектории реализуются при прямом спуске, когда аппарат, погрузившись в атмосферу, не покидает ее вплоть до точки посадки.
Протяженные траектории, особенно для аппаратов с малым располагаемым аэродинамическим качеством, реализуются при спуске с однократным или многократным прохождением атмосферы планеты. При однократном прохождении атмосферы (рис. 9.2) КА после кратковременного погружения в атмосферу, погасив скорость до круговой, выходит из плотных слоев, движется по эллиптической траектории вне атмосферы, затем опять погружается в атмосферу и совершает посадку (типичный спуск по протяженной траектории при возвра- 360 Рис. 9.2. Траектория спуска с однократным прохождением атмосферы планеты шенин от Луны).
В этом случае на траектории различают три участка спуска: а) участок первого погружения (! — 2 — первый участок); б) участок полета вне атмосферы или в сильно разреженных слоях (2 — 3 — второй участок); в) участок второго погружения в атмосферу и посадка в заданном районе (3 — 4 — третий участок).
Дальность полета и рассеивание в точке посадки зависит в основном от первого участка, так как параметры движения КА на втором и третьем участках зависят от параметров движения КА В точке 2 на выходе из атмосферы (овых, 'Овых) Даже малые погрешности в ев „и О,ых приводят к большому промаху по дальности (ошибки Ьо,ых=1 м/с и АО,ы„=!' дают промах в несколько десятков километров). На третьем участке спуска можно скомпенсировать ошибки, накопившиеся на первых двух участках, однако основное управление спуском должно производиться на первом участке. вхп ВЫХОД АППАРАТА НА ОРБИТУ СПУТНИКА ПЛАНЕТЫ В общем случае выход КА на орбиту спутника планеты при подходе к планете с начальной сверхорбитальной скоростью может быть обеспечен следующими способами; 1) уменьшением скорости КА до орбитальной с помощьн1 тормозных ракетных двигателей; 2) использованием для торможения КА атмосферы планеты; 3) комбинированным методом.
Основными преимуществами первого способа являются возможность осуществить не только выход на орбиту спутника планеты, но и посадку на планету, не обладающую плотной атмосферой, а также возможность достаточно точного регулирования текущей скорости ,'КА при подходе к планете, Основным (и пожалуй самым крупным) недостатком является необходимость затрат большого количества топлива для торможения. Это количество топлива может быть приближенно определено по формуле К. Э. Циолковского.
На рис. 9.3 приведена зависимость относительной массы топлива от декремента скорости КА при различных значениях скорости истечения (ОРгх). Как видно из графика, для того чтобы снизить скорость КА со второй до первой космической скорости, необходимо затратить такое количество топлива, которое составляет по массе 60 ... 80% от начальной массы КА.'В связи с этим большой практический интерес представляет использование для торможения КА атмосферы планеты.
Торможение КА в атмосфере при подходе к планете с начальной сверхорбитальной скоростью довольно сложно, однако позволяет добиться значительного увеличения 36! и'г Гаа,й та аа аииая агтЮаь а иуттста асиааиая гааиааа тмагаааи а 2 и и а хнаайс Рнс.
9 3, Зависимосаи относительной массы топлива длн тормо кенни КЛ от лекремеша скорости Рис. 9.4. Стема спуска КЛ с многократным тормо'кением в атмосфере планеты массы полезного груза КА, так как отпадает необходимость затраты топлива на торможение. Основным недостатком этого способа является большое время тормо>кения, а тем самым и длительное время пребывания в возможных радиационных поясах около планеты, что требует принятия соответствующих мер для радиационной защиты экипажа КА. Схему многократного торможения КА в атмосфере можно представигь следующим образом (рис.
9.4): КА входит в атмосферу планеты с начальной сверхорбнтальной скоростью и с начальным углом входа, меньшим по абсолютной величине верхней границы коридора входа, многократно тормозится в атмосфере, двигаясь по тормозным эллипсам, после чего либо выходит на орбиту спутника планеты, либо осуществляет прямой спуск в атмосферу. При переходе на заданную орбиту спутника необходим дополнительный импульс скорости. В ~~261 показано, что минимум импульса скорости, требуемого для перехода, получается в момент касания тормозным эллипсом заданной круговой орбиты в апоастре.
Ниже приведены некоторые результаты данной работы. Вводятся следующие допущения: !. Гравитационное поле планеты центральное и движение КА происходит в плоскости заданной круговой орбиты высотой й,, 2. Считается, что атмосферный участок значительно меньше длины одного витка, поэтому траектория КА на каждом витке принимается эллиптической. 362 В соответствии с рис. 9.4 за Л'р' обозначим импульс скорости, необходимый для перехода с эллиптической орбиты на круговую высотой йо, т.
е. йР= Р— р„, (9. 1) или ЛР= (Х'+ моор — 2Игор соз О. (9.2) На основании интегралов энергии и момента количества движения можно записать: д~"=Р. [З вЂ” 2 1, Ра„а йоа где р' = — —,-' '; е — эксцентриситет эллиптической орор 1+— Роо биты; р — параметр эллиптической орбиты; д„а — ускорение силы тяжести на поверхности планеты с радиусом Й„. Обозначим (9.3) Р К= А'ор (1+ о) тогда йр'=р., З вЂ” 2)/Л„'((+е) — ! (9.4) Так как 1со =)тя, и мало меняется в процессе торможения, то можно считать, что Ро„=сопя(.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
