Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г., Ярошевский В.А. Маневрирование космических аппаратов (1970) (1246622), страница 50
Текст из файла (страница 50)
ГЛАВА У1 Траектории входа в атмосферу % 6.1, ОСНОВНЫЕ ПРОБЛЕМЫ, СВЯЗАННЫЕ С ОСУЩЕСТВЛЕНИЕМ ВХОДА В АТМОСМЕРУ При запуске летательного аппарата в космическое пространство главной целью является получение необходимой научной информации и передача этой информации на Землю. На первом этапе развития космической техники единственным средством передачи информации являлась радио- и телеметрическая связь. устанавливаемая между космическим летательным аппаратом и Землей. Однако наибольший интерес представляет непосред. ственное изучение показаний приборов, фотографий, имеющихся иа борту аппарата, Такая возможность появляется, если аппарат удается возвратить на Землю.
Наконеп, появление пилоти. руемых космических аппаратов привело к тому, что возвраще. нис аппарата или его части на Землю стало обязательным условием. Наибольшие трудности, связанные с осуществлением входа космического летательного аппарата в атмосферу, обусловлены большими аэродинамическими нагрузками, действующими на конструкцию аппарата или на его экипаж, а также интенсивным нагреванием поверхности аппарата. Степень воздействия перегрузки на организм человека определяется целым рядом факторов — величиной перегрузки, длп. тельностью ее действия, направлением перегрузки по отношению к человеческому телу, частотой изменения перегрузки (при знакопеременных перегрузках), позой и костюмом человека„ наконец, длительностью пребывания человека в состоянии невесомости в период, предшествующий действию перегрузок.
Для ориентировочной оценки степени воздействия перегрузки часто ограничиваются одним критерием — максимальной перегрузкой. достигаемой на траектории входа в атмосферу. При этом в боль. шпнстве случаев в качестве предела выносливости человека принимается значение максимальной перегрузки от 5 до !5. 312 Тепловые потоки, поступающие на поверхность аппарата, могут достигать очень больших значений — порядка 1О-'— 104 ккал/м2сек, Наконец, весьма актуальной является задача обеспечения посадки летательного аппарата в заданный район поверхности Земли или другой планеты. Эта задача будет рассмотрена в следующей главе. Летательные аппараты, предназначенные для входа в атно. сферу, составляют довольно широкий класс. Сюда в первую очередь относятся гиперзвуковые планеры и искусственные спутники; скорость входа в атмосферу этих аппаратов не превышает круговой скорости.
Наиболее интересной и трудной задачей является обеспечение входа в атмосферу и безопасной посадки межпланетных илп лунных кораблей; скорость входа в атмосферу этих аппаратов близка ко второй космической скорости или превышает ее. В настоящей главе будут рассмотрены основные свойства траекторий входа в атмосферу аппаратов описанных выше типов.
В первую очередь будут рассмотрены траектории баллистических аппаратов, у которых подъемная сила равна нулю и затем более широкий класс траекторий аппаратов с подъемной силой. В отличие от самолетов, космические аппараты при полетс в атмосфере, как правило, не используют силы тяги. Будем считать, что управление траекторией полета отс1тст. вует, если не предусматривается специальной схемы для рег1лп. рования величины подъемной силы или сопротивления аппарата при полете в атмосфере.
Таким образом, аппарат с постоянным углом атаки и нулевым у~лом крена будет считаться неуправляемым, хотя даже при использовании нерегулируемой подъемной силы требуется применить какой-нибудь метод стабилизации аппарата по крену, так что движение нельзя считать полностью неуправляемым. Основное внимание будет уделено аналитическим методам исследования траекторий, которые позволяют получить наиболее общие и наглядные результаты. Главной задачей данной и следующей главы является анализ динамики полета космического летательного аппарата, тепловой режим на траекториях входа в атмосферу буде~ рассмотрен в очень ограниченном объеме. Для проведения грубой сравнительной опенки тепловых рс.
жимов на разли шых траекториях входа в атмосферу используются простые приближенные формулы для конвектнвных удельных тепловых потоков, поступающих к носовой части аппа. рата, причем считается, что носовая часть имеет сферическук форму. Если пограничный слой является ламипарным, то тепловоп поток достигает максимального значения в критической точке (передней точке полусферы, рпс.
6.1). При больших числах М величина конвективного теплового потока в критической точке может быть выражена приближенной формулой Сволрнг — ол (6. 1) где ( =-3,1 —:3,25. Для сравнительного анализа будет использоваться формула для теплового потока при входе в атмосферу Земли, взятая из «841. г)„л=3,4 104 — 1г — ( — ) ' ккал(мвсек, (6.2) к(О) ! кг где р(0) — плотность атмосферы на уровне моря; 1'„ — круговая скорость, принятая равной 7850 м(сек; г, — радиус носовой части в м.
Для определения теплового потока в других точках носовой полусферы достаточно умноск Плминлрный жить выра>кение (6. 2) на 4 . а ллгйалитлосй слой (соз !!,)", где !! ! — угловая координата точки. с,кч пг Если пограничный слой является турбулентным, то конвектнвный удельный тепловой поток достигает максимума в сечении, где происходит переход через скорость звука — примерно при В, =40' (рис. 6.2).
При аналогичных допущениях выражение для теплового потока 40 "лг й, определяется формулой цгй Рис. 6. ! Распределение конвсктивного теплового потока на сферической носовой части, ламинарный пограничный слой г)к, — Сро Ч/гг —,о ", (6,3) где (--3,19 —:3,5. Для сравнительного анализа будет использоваться формула из (99] ! г , т о,в г !г т в,ьв дк,=3 10а — „~=~ ' !1 — ) ' ккал/мтсек. г," оа 4гкг (6.4) г7 „= а.Т4 ккал(мвсек, (6.5) 3!4 Сунтествование ламинарного или пограничного слоя зависит от числа Ке. Если в окрестности критической точки пограничный слой является ламинарным, а затем переходит в турбулентный, то возможны два местных максимума конвектнвного теплового потока. Радиационный тепловой поток от нагретой поверхности аппарата определяется формулой где в — степень черноты; о — постоянная Стефана — Больцмана; Ттг — температура поверхности.
Если внешняя поверхность аппарата прогревается достаточно быстро, то радиационный тепловой поток от поверхности аппарата почти уравновешивает конвективный тепловой поток дм т. е. реализуется квазистационарный тепловой режим. Прь 0 00 г,р 0, Рис. б. 2. Распределение копвективного теплового потока на сферической носовой ча. сти, турбулентный пограничный слой этом равновесная температура поверхности определяется из соотношения (6,6) Максимальная равновесная температура, которая определяется значением максимального конвективного теплового по.
тока, является одним из критериев, определяющих тепловой режим. В качестве другого простого критерия часто используют зна. чение суммарного теплового потока, поступающего на единицу поверхности аппарата за время снижения: (6.71 При скоростях входа в атмосферу, существенно превышаю. щих круговую скорость, заметную роль начинает играть радиационный тепловой поток от воздуха, нагретого за скачком уплот пения, поступающий к поверхности аппарата.
Влияние этого типа теплопередачи будет кратко рассмотрено в 5 6.6. 315 в в,в. вывод привинченного хрйвнкнив двимнии гх 0= — агс 1Π—" с~ Сх и„= — з!и в = р' с„+ с',. (6.81 Здесь в — местный угол наклона траектории; и,. — продольная перегрузка; с,, и с,.— коэффициенты подьемной силы и лобового сопро.
тивления. На этом участке возможно использование специальных средств смягчения удара при посадке: парашютов, двигательных систем. Для того чтобы провести более четкое разграничение между участками, будем считать критерием основного участка траектории выполнение неравенства с~хч ~~ ~) „и з( ~6.9) Здесь 5 и т — характерная площадь и масса аппарата; д др92 — скоростной напор; д — ускорение силы тяжести.
Условие это означает, что сила сопротивления намного превышает проекцию силы тяжести на направление полета. Легко видеть, что это неравенство не выполняется как при полете в разреженных слоях атмосферы, так и на предпосадочном участке, Хотя численный расчет траекторий входа в атмосферу пе представляет особых затруднений, построение аналитических или полуаналитических решений оказывается полезным по целому ряду соображений. Такие решения позволяют выявить з!и Если траектория полета космического аппарата завершается входом в атмосферу, то ее удобно разделить на несколько характерных участков. Прежде всего — это участок полета в разре.
женных слоях атмосферы, где аэродинамические силы малы по сравнению с гравитационными. Для расчета движения на этом участке можно взять за основу кеплеровы траектории. Наибольший интерес представляет основной участок траектории входа в атмосферу, который включает в себя гашение скорости до сравнительно малых значений. Наконец, следует заключительный, предпосадочный участок.
На предпосадочном участке движение аппарата переходит в режим планирования, если аппарат обладает подъемной силой. При этом аэродинамические силы стремятся уравновесить силу тяжести, что приводит к соотношениям основные факторы, влияющие на характер траектории входа в атмосферу, наглядно определяют структуру траекторий различного типа, позволяют быстро проводить сравнительный анализ аэродинамических нагрузок и тепловых режимов.
Существует несколько форм записи приближенных уравнений движения при входе в атмосферу, отличающихся в зависимости от сделанных допущений. Наиболее известной является форма записи, предложенная Д. Р. Чепменом [68]. Здесь будет использоваться другое уравнение, варианты которого рассматривались в работах [93],[74],[52]. Лля приведения уравнений движения аппарата на основном участке траектории входа в атмосферу к простейшему виду предполагаем, что: 1) планета имеет идеальную сферическую форму, а поле тяготения является центральным; 2) экваториальная скорость вращения планеты и окружаю. щей ее атмосферы мала по сравнению со скоростью движения аппарата; 3) высота, на которой начинается основной участок траектории входа в атмосферу, мала по сравнению с радиусом планеты, т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
