Константинов М.С., Каменков Е.Ф., Перелыгин Б.П., Безвербый В.К. Механика космического полета (1989) (1246269), страница 73
Текст из файла (страница 73)
!7 км/с даже аппараты, обладающие аэродинамическим качеством К=! ... 1,5 при управлении только углом крена не смогут обеспечить спуск с п „(6 в коридоре входа Лл„=20 км. Как показывают результаты ряда отечественных н зарубежных исследований /1, 2, 7, 38, 44, 66 и др.(, надежное решение задачи спуска в этих случаях достигается путем управления, использующего изменение угла атаки аппарача. При таком управлении вход в атмосферу осуществляется следующим образом.
При движении вдоль нижней границы коридора вначале выдерживается максимальное положительное значение коэффициента подъемной силы (са — — са,„), а затем, после достижениЯ "а аа максимальной допустимой перегрузки (п=п,„=па) угол атаки изменяется таким образом, чтобы перегрузка сохраняла постоянное значение вплоть до достижения точки, в которой са — — О и с„= с„;, При движении вдоль верхней гра"а а а ницы необходимо выдерживать постоянный угол атаки, соответствующий максимальному отрицательному коэффициенту подьсмной силы. В этом случае приближенная формула для определения ширины коридора входа примет вид !" 1): ! 1( лжах сас свах — 1 + (п ( ! ((в~℠— 1) )' с'.,'(ссв) + с~~ '(и,1 с, < са, (яв) ас свах + (9.21) лавах а ц — 1 вх 373 Условие обеспечения коридора входа ЛЬ„=20 км требует значений аэродинамического качества в зависимости от скорости входа согласно табл.
9.4. Приведенные в табл. 9.3 и 9.4 данные имеют место при управлении только углом крена аппарата и предполагают вход на верхней границе коридора с К= — К вх(т= 180'), а на нижней с К=+К,„(у=О'). При этом не учитывается влияние отклонений параметров атмосферы на высотах более 50 км, погреш- Таблица 9.4 Рис. 9.9. Зависимость синоним коридора входа; о — от максимального аэронннамн ческого качества н максимально(г перегрузки; 6 — от максимального аэродинамического качества СЛ н максимального лопустнмого угла атаки (и,) мр лл„, * Величина пм„=б может считаться приемлемой при воздействии на экн. паж во время спуска. 394 Формула (9.2! ) дает ур приближенную оценку ширины коридора входа, заниженную в среднем на 20о)' и бу й() у,у к а для получения более лглпл и точного значения ширины =0' коридора необходимо инд и тегрировать численно уравнения движения СЛ уд при выбранном алгорит- ме управления углом ур атаки.
При значениях аэро- динамического качества, л'=срлуу меньших 0,5, регулирование угла атаки не позволяет получить заметного ЩХ уд ух увеличения ширины корин' дора входа. Следует отметить, что описанный способ регулирования угла атаки а вблизи нижней границы коридора имеет недостаток: достижение максимальной перегрузки реализуется путем уменьшения коэффициента си= )гуса +с', прн этом аппарат н "о выходит на меньшие высоты, что приводит к увеличению тепловых потоков в процессе спуска. Эффект регулирования угла атаки приведен на рис.
9.9. Наиболее эффективным и гибким является сочетание управления углами атаки и крена, причем управление углом атаки и а — у-управление наиболее целесообразны при использовании соответствующей ветви поляры аппарата. Возможности управления углом атаки для нескольких типов СА иллюстрируются табл. 9.5, в которой приведены величины коридоров входа при таком управлении (п,„=б) *, Из сравнения данных табл. 9.3 — 9.5 следует, что использование управления углом атаки (а также а — у-управления) эф- Таблица 95 1' „, км7с Лвролиоами- Форма СЛ ческое каче- ство 15 13 17 0 (6 28 38 0 0 )9 24 «Фара» (типа «Со1оз») «Фара» (типа «Аполлон») «Диск» <Полуконус» 0,3 0,4 0,5 ),О 26 33 43 55 375 фективно для аппаратов, имеющих форму «полуконус» и малоэффективно для аппаратов, имеющих формы «фара» и «диск», Очсвидно, свойства поляры аппарата формы <полуконус» могут быть обеспечены также в гипотетической схеме аппарата, представляющего собой продолговатый конус, снабженный крылом.
Крылатые аппараты позволяют получить величину аэродинамического качества порядка 2 ... 3 при гиперзвуковых скоростях. Однако при больших скоростях входа и условии ограничения максимальной перегрузки увеличение значения К при гиперзвуковых скоростях более 1,2 ... 1,5 имеет смысл только с целью осуществления бокового маневра, а эта задача применительно к траекториям со второй космической и большими скоростями входа может быть решена проше, с помощью комбинированного аэрогазодинамического маневра (9). С другой стороны, при больших скоростях входа для крылатых аппаратов существенно возрастают трудности обеспечения защиты конструкции от аэродинамического нагрева при спуске в атмосфере. Поэтому крылатые аппараты в обозримом будущем вряд ли могут рассматриваться как реально осуществимое средство при больших скоростях входа.
Наиболее реальным и перспективным для скоростей входа, превышающих вторую космическую скорость, следует считать использование бескрылых аппаратов, имеющих поляру, аналогичную поляре аппарата формы «полуконус>, благоприятную для управления углом атаки и углом крена. Такие аппараты, аналогичны аппаратам типа <Союз» и «Аполлон», удобны для сочленения с современными типами носителей, схемами аварийного спасения и обладают преемственностью по отношению к этим апппаратам в смысле принципов управления, компоновки, оснащения и теплозащиты. Рассмотрим влияние управляющих параметров на ширину' коридора входа для подобного рода аппаратов, В качестве примера возьмем СА в виде «полуконуса> с плоской верхней частью (масса аппарата т=8800 кг, характерная площадь Ям=23,2 м').
Максимальное аэродинамическое качество К=1,5 реализуется при а=0. с„, „.=0,5 при а=30', Оценим, насколько расширяется коридор входа в атмосферу невращающейся Земли такого аппарата при использовании уп равления углом атаки и углом крена по сравнению со случаем управления только углом крена. Для обеспечения затененности верхней плоскости части СА будем считать, что балаисировочный угол атаки (ао ) может лежать в диапазоне от максимального значения а(с„, „) = =ЗО' до минимального значения ашш=7'. Для обеспечения запаса на управление значения с были уменьшены на 1Оо)о при неизменных значениях с„ .
и На основании 11] по приближенным формулам оценим аффект регулирования угла атаки с точки зрения расширения коридора входа, Имеем л з (а — час) Ь Ь„(а — сопИ) х сч Сам зс ггшах К и К )п (9.22) Начальный угол атаки ао близок к углу а~ахи, соответствующему с„„, а минимально допустимый угол атаки а. соответствует сл . При спуске с постоянным углом атаки ш!п' (ао, а, или некоторым промежуточным значением) нижняя граница коридора определяется из условия получения максимума перегрузки, не превышающего допустимого значения, и дальнейшего поддержания перегрузки с помощью изменения угла крена. Верхняя граница определяется условием захвата аппарата атмосферой при полете с 7=180'. При спуске с переменным углом атаки ширина коридора входа может быть значительно увеличена за счет уменьшения высоты нижней границы вследствие возможности осуществления изоперегрузочного режима полета путем изменения угла атаки СА. Чем больше возможный диапазон регулирования а, тем больше расширяется коридор входа.
Рассмотрим два варианта: а.=7' и а,=О. Для обоих вариантов ао=а(с„,шах) =30'. Принимая в качестве предельно допустимой перегрузки л,„=б, получим (при 1(р=7,!7 км) на основании приведенной формулы следующие приближенные значения для ширины коридора входа Лй„, выраженной в километрах. 376 Лал, дл 7а д ЛЛЛ=ЛЛ (ав=ЗРО ЛЛ Гад Лта 4Д Таблица 9.6 и „, км7с 7а ба 20,4 14 28,6 36,7 от=7 сопв1 от=30=сопв1 30-~-7 ЗО-~-0 33 23,7 45 57,1 м Рис. 9.10.
Зависимость ширины та КОРиДОРа ВХОДа От СКОРОСтн ВХОДа П 72 77 И 75 IЮ Км, КВ7С Учитывая, что формула дает несколько заниженное значение выигрыша за счет регулирования угла атаки (особенно при больших и .х!бвс — 1), можно предположить, что коридор входа расширяется на 40... 50о7о при регулировании угла атаки в пределах от 30' до 7' и на 80... 1ООо7о при регулировании угла атаки от 30' до О. Более значительного расширения коридора входа можно достичь при регулировании угла атаки в пределах от ЗО' до а(сипи ), причем для данного аппарата и(ся,„) (О В связи с тем, что ширина коридора входа СА является очень важной характеристикой космического комплекса и в связи с необходимостью более точного определения ширины коридора входа при регулировании угла атаки необходимо проводить расчеты на ЭВМ граничных траекторий спуска при различных значениях начального угла атаки.
При расчетах в качестве нижней границы принималась такая минимальная высота условного перигея Ьвв, при которой на траектории входа с Т=О величина суммарной перегрузки не превосходит допустимого значения п„=б. На траекторию, соответствующую верхней границе коридора входа с высотой йп, и с Т=!80', накладывалось следующее требование: в момент достижения осевой перегрузкой значения, обеспечиваюп1его захват СА атмосферой, траекторный угол О по модулю достигает первого минимума и близок по величине к нулю, что делает возможным непрерывный переход на заданный режим полета (например, изоперегрузочный с управлением по углу кРена).
Как показывают расчеты, при входе СА в атмосферу с Различными значениями углов атаки а=сопи( (при постоянном аэродинамическом качестве) наименьшая высота нижней границы может быть получена при по=а,.=7', а наибольшая 14 — 8 377 высота верхней границы — при а,=а,,„=30', при этом максимальный коридор составит при г',„= 13 км/с Лй„= =45,4 км, при г',„=16 км/с Ьй„=28,! км и прн 'г'..=18 км/с Лйч =21,7 км. Если на верхней границе в известной мере исчерпаны возможности для обеспечения условий захвата, то нижняя граница представляет определенный резерв в смысле расширения коридора, так как ее высота может быть существенно уменьшена, что обуславливается выбором оптимальной программы изменения угла атаки на начальном участке входа.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
