Константинов М.С., Каменков Е.Ф., Перелыгин Б.П., Безвербый В.К. Механика космического полета (1989) (1246269), страница 72
Текст из файла (страница 72)
При этом пренебрегаем сплюснутостью планеты, нецентральностью поля тяготения и вращением планет. Атмосфера планеты считается изотермической. Для не слишком малых значений качества аппарата ширину коридора входа можно получить из следующего приближенного соотношения: При К)3 выражение (9.15) можно свести к более простому виду (9.16) С увеличением скорости входа параметр р уменьшается и коридор входа постепенно сужается, а при достижении значения )х, близкого к единице, практически исчезает, поскольку должно быть р-"-.1. Таким образом, минимальная ширина коридора входа будет равна 2ф= 14 км при скорости входа Р,„( (~'1+ ..„Р Р.,)Утаит,. р р зает. При спуске космического аппарата по траектории, лежащей выше верхней граничной траектории коридора входа, происходит выход аппарата из атмосферы со скоростями, превышающими круговую на данной высоте.
В этом случае траектория спуска будет представлять собой траекторию с многократным погружением в атмосферу планеты. Достоинством такой траектории является экономия стартовой массы космического аппарата, так как использование двигательной установки для гашения скорости при подлете к планете связано с большими затратами топлива. Кроме того, регулирование величины лобового сопротивления аппарата в перигее позволяет ускорить превращение эллиптической орбиты в круговую. Недостатком траекторий подобного типа являются значительные трудности в осуществлении посадки в заданном районе и возможность многократного прохождения пояса радиации, что потребует дополнительных затрат массы для радиационной защиты экипажа космического корабля.
Ширина коридора входа является исходной величиной для определения требований, предъявляемых к точности наведения космического аппарата. Зная ширину коридора входа (Лп ), нетрудно определить диапазон допустимых отклонений в фазовых координатах аппарата в любой момент времени при подходе к планете. Пусть в некоторый момент времени 1, фазовые координаты аппарата есть гм Яс н Оь Тогда в соответствии с (9.10) (9.1 7) ~~я ~ (~~о ~) где Ʉ— расстояние от центра планеты до перигея фиктивной траектории: )(с — расстояние от центра планеты до ЦМ аппарата в момент времени )ь Если приращения начальных значений фазовых координат аппарата обозначить через Ь)хо, Лро и Мо, то полное прираще- 24 — 8 369 ние величины )с можно определить из соотношения (9.18) д17в дка д Ою или, после подстановки значений частных производных, 1во (9.19) В случае входа в атмосферу планеты с начальной параболической скоростью в 158) приведено более простое выраженис, связывающее ширину коридора входа с погрешностями фазовых координат аппарата в некоторый момент времени 1в — =2 ' — 2 )7 ' (! — ( — '-'))ьа,е —.
(9.20) П,П1 Рнс. 08 Завнспмость Пшу; ~пмол по. грешностн в направлен~в вектора скоростн аппарата от ра "...осшы ло 1дд планеты: Лаггдл „,.„,=и, ан,-о, аг,=о а,дд1 1 370 На рис. 9.8 приведена зависимость допустимогй погрешности в направлении вектора скорости аппарата в момент времени 1о от относительного расстояния до планеты при спуске на Землю, Венеру, Марс и Юпитер при прямом спуске с перегрузками, не превышающими п,„=!0. Из графика следует, что допустимая погрешность в величине Оо уменьшается с увеличением расстояния до аппарата. Опорное направление вектора скорости выбирается таким образом, чтобы траектория аппарата проходила посредине входного коридора.
Требования, предьявлясмыс к то нгостп выдерживания величины скорости, оказываются менее жесткимн, чем требования к точности выдерживания направления вектора скорости аппарата [56]. 1/,1 Ниже приведены допустимые значения погрешности н величине скорости аппарата при спуске с начальной параболической скоростью (Лйо = О, ЛОв = О, Рвк == 1,4, п,п,„.
= 10) . Планета Ьря РО Земля Венера Марс Юпптер — 0,003 -0,003 -0,03 -0,0003 9,4. РАСЧЕТ КОРИДОРОВ ВХОДА ПРИ а — Т-УПРАВЛЕНИИ Современная космическая техника для осуществления спуска в плотных слоях атмосферы с последую1цсй посадкой н заранее заданный район поверхности планс~ы располагает зп паратами баллистического спуска, аппаратамн, обладающими малым (до 0,3...0,4) аэродинамическим качеством н аппаратами многоразового использования со сравнительно высоким гкперзвуковым аэродинамическим качеством (до 2,0). В полетах с экипажем используются такие аппараты, конь рыс в диапазоне от первой до второй космической скорое|и входа позволяют реализовать траектории спуска на Земле с небольшими максимальными перегрузками (от 3 до 8) и имеют возможность управления дальностью полета. 37! При выборе траекторий спуска внутри коридора необходимо вопросы управления движением аппарата рассматривать совместно с вопросами его теплозащиты.
При входе аппарата в атмосферу с большими начальными углами (т. е. при спуске вблизи нижней границы коридора) тепловые потоки достигают больших значений, в связи с чем использовать излучение в качестве средства теплозащиты не представляется практически возможным. Однако общее количество поглощенного тепла невелико, так что возможно использование теплозащиты путем уноса материала.
При спуске вблизи верхней границы коридора возможно, наоборот, использование теплозащиты путем излучения, т. к. тепловые потоки оказываются сравнительно малыми. Таким образом, при входе в атмосферу Земли с начальной скоростью, близкой к параболической, необходимо, чтобы аппарат обладал некогорым (довольно незначительным) качеством, причем методы управления движением спускаемого аппарата могут быть достаточно простыми.
При входе в атмосферу с начальной скоростью, значительно превышающей параболическую, необходимо использовать такие методы управления, которые давали бы приемлемую ширину коридора входа. При спуске в атмосферах других планет имеет место ряд особенностей, которые могут либо усложнить, либо облегчить процесс спуска. В частности, при спуске на поверхность Марса очень малая плотность атмосферы у поверхности может потребовать или ботьшого аэродинамического качества аппарата, илн использования в процессе спуска силовой установки. Таблица 93 1',,„, км1с ач 15 17 22 28 0 17 34 44 (20)* ' ЬЬ =20 км — эксплуатационная величина коридора прп Р,.
— !' км' . в которой обеспечивается управляемый полет на дальность йч "о 9000 км и дублирование управляемого спуска баллистическим. 372 Перспектива космических исследований предполагает в будущем организацию экспедиций к планетам солнечной системы, в первую очередь, к планете;Марс. Предшествующие этим экспедициям исследования планет с помощью автоматических аппаратов проводятся в настоящее время. Разработку технического решения задач посадки на Землю при возвращении от планет Солнечной системы следует считать одной из важных и актуальных перспективных работ. Как уже указывалось выше, возвращение из полета к Марсу характерно скоростью входа, сущее~асино превышающей вторую космическую.
В зависимости от вида траектории возвращения скорость входа КА может составлять от 12 до 13 км/с (продолжительность экспедиции около трех лет), а в некоторых случаях превышать 18 км/с (при продолжительности экспедиции около двух лет) 1'60) . Так как на аппаратах для этих экспедиций, по-видимому, будут применены двигатели, использующие ядерную энергию, то момсно рассчитывать на уменьшение указанных величин скоростей входа (например, до второй космической) посредством торможения возвращающегося корабля с помощью этих двигателей, однако при ожидаемых характеристиках этих двигателей использование их неизбежно приведет к существенному увеличению длительности полета при возвращении. Поэтому вход в атмосферу без предварительного торможения (или с небольшим торможением), после которого скорость входа остается порядка 16 — 17 км/с, представляет в настоящее время практический интерес.
Имеющиеся расчетные материалы (1, 9) показывают, что аппараты типа «Союз» (К=О,З) могут иметь в зависимости от скорости входа следующие максимальные величины теоретического коридора входа Ап при максимальной перегрузке 6 и 8 (табл. 9.3). Л/1п=-20 км может считаться достаточной для скорости входа 11 км/с и более, так как она уверенно обеспечивается средствами прогнозирования с учетом возмущений на внеатмосферном участке траектории возвращения. ностеи процесса управления и т.
д. Из рассмотрения приведенных данных следует, что для обеспечения возвращения экипажей космических кораблей 'с',„, хм!с 1а !7 (,6 0,9 0,28 0,28 0,7 0,48 при )свх)13 км/с необходимы спускаемые аппараты, обладающие ббльшпм аэродинамическим качеством, нежели аппараты типа «Союз» и «Аполлон», Из данных таблицы следует также, что при скорости входа более 16,5 ...
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
