Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г., Ярошевский В.А. Маневрирование космических аппаратов (1970) (1246622), страница 55
Текст из файла (страница 55)
Тогда. используя соотношение (6.78) и (б. 79), получим 1 1 — =., г'о Урз 1К1 е (б. 84) Формулы (6.81) и (6. 84) позволяют определить ширину коридора входа в атмосферу ар2 1 яр~ ЬННр2Н!п1п Р Х ЕР2 А ур2 и — 1"-;.)ар+1+)г2я ' ч, (6,85) ~l 1+ — э При уменьшении р до значений, 21еньших 1, коридор входа очень быстро исчезает, изменяясь от 21). до нуля, так как при р(1 12 550В где и и ч определяются формулами (6. 82) и (6.83). Сравнение результатов расчета по формуле (6. 85) с результатами численного интегрирования [67) приведено в табл. 6. 1. Как видно, формула (6.85) дает вполне удовлетворительную точность. При увеличении — Р до 2 н выше ч — О. с, Р2 — 1 о Тлбллко б.! У о.=-2,0 (/о=1,2 гл'о л формтлл (6.85) формула (6У5) Лмлл формула (6.85) (67) (67) (67) 12,7 2 8 49,3 2,8 !2,3 27,8 4,5 14 27,4 37,2 84,3 190 41 77,6 156 12,3 26,6 5З,В 5 10 з> 0,25 ЗО,В 54,6 100,2 29,7 102,3 16,5 31 56,8 17, 1 31,9 57,2 85 163,1 324,4 шз 337,5 5 !о 20 1,О 22 19,4 35,6 65,! 10 20 104,5 192,6 379 100 185,6 369 34,9 62 114,8 37,8 65,5 117,3 З:,7 67,9 4,0 условие компенсации разности между центробежной силой и сп.
лой веса при движении вдоль граш|цы захвага приводит и пзяв. пению перегрузки, превьппающей допустимое зпачснпс. % О,О, ПЕРСПЕКТИВЫ ОСУЩЕСТВЛЕКИК ОХОДС О ЛТМОСфЕРУ С ОЧЕНЬ БОЛЬШОЙ СКОРОСТЬЮ 354 Вход в атмосферу с круговой скоростью или второй космиче. ской скоростью может быть обеспечен при использовании аппа. ратов затупленной формы.
Подьемпая сила у такого аппарата или отсутствует или мала. Баллистические аппараты оказываются при~одными для осуществления спуска с орбиты, если вход в атмосферу происходит с достаточно малым углом, с тем, чтобы не допустить появлеш1я чрезмерно больших перегрузок. При входе в атмосферу со второй космической скоростью (возвращение от Луны) малое аэродинамическое качество (порядка 0,5) оказывается достаточным, для того чтобы осуществить безопасную посадку аппарата путем изменения угла крена при условии попадания в заданный коридор входа шириной порядка 50 кхь Однако компоновки баллистического и полубаллистпческо!о типа оказываются непригодными для применения их при космических полетах к планетам Солнечной системы.
Действительно, как показано в целом ряде исследовапнй, см., например, [98], выполнение перелета между планетами за сравнительно ограниченное время приводит как к увеличению стартового веса аппарата, так и к увеличению скорости, с которой аппарат приближается к планете назначения (рис. 6. 25). Попытка уменьшить скорость до круговой скорости с помощью тормозных двигателей прпво- го дпт к большому увеличению потребного веса, особенно при использовании двигателей большой тяги.
Поэтому крайне желательно осуществить это торможение с помощью аэродинамических сил. Таким образом, возникает задача об обеспечении входа в атмосферу со скоростью, значительно превышающей круговую скорость данной планеты (в !,6 — 3 раза). Наряду с этим может оказаться, что отклонения параметров траектории при входе в атмосферу существенно превышают аналогичные отклонения для случая возвращения ап- у, зтарата от Луны, особенно ««угв« при подлете к «чужой» планете, когда трудно рассчитывать на информацию, получаемую с Земли. Кроме того, раз- >а тт«еи брос параметров атмо- арейФа«ан у Марса сферы чужой планеты приводит к дополнительному увеличению потреб»ой ширины коридора входа. В итоге возникает необходимость обеспечить управление аппаратом при сравнительно боль- гугг> туг> гузт> !пнх Отклонениях Высоты гас> фиктивного перигея и при Рис.
6. 25. Изменение скорости входа большой скорости входа в атмосферу Земли после возвращении в атмосферу, от Марса н зависимости от года зкспе. Наиболее эффективным сродством увеличения коридора входа н атмосферу является увелнченис аэродинамического качества. Однако па основании формулы (6.85) можно сделать вывод. что увеличение аэродинамического качества позволяет расширить коридор входа лишь до определенного продела.
Этот вывод гниль частично правилен, поскольку формула (6.85) спрагсдлнва только для аппаратов с постоянным значением аэродинамического качества !с постоянным углом атаки). В дейс;вптельпостп коридор входа в атмосферу можно расширить, если допустить возмо>кность регулирования у~да атаки в процессе полета. Одной из Основных аэродинамических характерно~пи аппарата являстся поляра — кривая, по которой момсно определить.
какие зпа .ения коэффициента сопротивления с„и коэффициента подъемной силы св соответствуют каждому зпаченшо угла атаки !рис. 6. 26), Тогда можно поставить задачу о выборе оптимальных законов пзмсц ния угла атаки аппарата с тем, чтобл в ма- !о» 3>з 'Р тах )/ с;,+с„ и|пах Р' — 1 о (6. 87) Изменение угла атаки при движении вдоль нижней границы кОРндОРа В диапазоне От а (снохах) до а= 0 (си= О, сх пхххх) мо?Кет оказаться трудноосуществимым. Поэтому представляет интерес рассмотреть случай, когда диапазон изменения угла атаки ограничен: и>а„(со>0, с„>с„м), В последнем случае формула (6. 87) несколько видоизменяется: ар/,= — (1+1 ~ ~(Рот — ~) )/ са (а„)+ с';,(а ) 1о 1 ())х/с„'(а )+ с'г(а ) сн пах +~,/-.„. ) (6.
88) кспмальной степени расширить коридор входа в атмосферу— получить возможно большее значение Нпа н возможно меньшее значение Н„, (42]. Приближенное рсшсние этой задачи имеет следующий вид. При движении вдоль нижней границы коридора входа вначале выдерживается максист и мальное положительное значение коэфггилнгг гранина арирсра фнциента подъемной силы, а затем после достижения максимальной псрегрузки угол атаки изменяется таким образом, чтобы суммарная перегрузка сохраняла постоянное значение. При этом точка поляры с„,„„переходит к точке (с =-О, с, ппп) (см. рнс. 6. 26).
Угол наклона траектории обращается в нуль при достижении этой последЮесхнрлгсанаца нсснссРа ней точки с,=0, сх „,. При двюкепии Рпс. ЦЗЕ Изменение ВДОЛЬ ВЕРХНЕЙ ГРашщЫ КОрИдОра НСОО- угла атаки при полете ходимо выдерживать постоянный угол аппарата паола иижией атаки, соответствующий максимальному отрицательному коэффициенту подъемной силы илп соответствующии максимальному положительному значению сн прн угле крена у=)80'. В этих условиях приближенная формула для оценки ширины коридора входа приобретает следующий вид: Формулы эти выведены в предположении, что скорость в момент достижения максимальной высоты мало отличается от скорости входа (Г =Ко), при аналогичных предположениях формулу (6.85) следует видоизменить — опустить последний член.
Рассматривая гипотетическое семейство поляр, изображенное на рис, 6.27 и используя формулу (6.87) и видоизмененную формулу (6.85), можно получить представление о том, в какой степени регулирование угла атаки позволяет расширить коридор Рпе. З, 27, Типичные гиперавуковые поляры летательных аппаратов входа в атмосферу (рис.
6.28). Как видно, для типичных зависимостей св(с„) и при с,/с,.>1 коридор входа продолжает неограниченно расширяться йо мере увеличения аэродинамического качества. При значениях аэродинамического качества, меньших 0,5, регулирование угла атаки не позволяет получить заметного увеличения ширины коридора входа. В действительности этот выигрыш оказывается еще более значительным, если учесть отличие скорости входа в атмосферу от скорости, достигаемой при Н=Н„„„, й =О, поскольку при регулировании угла атаки участок, предшествующий точке о =О, «растягивается». Формула (6,87) дает лишь приближенную оценку для ширины коридора входа в атмосферу, заниженную в среднем на 20%. Описанный способ регулирования угла атаки при полете вблизи нижней границы коридора имеет свой недостаток— уменьшение максимальной перегрузки достигается здесь путем уменьшения коэффициента си= )/ст -1-с„-', при этом аппарат «проваливается» до меньших высот, в результате чего увеличиваются тепловые потоки, поступающяе на поверхность аппарата.
Поэтому уменьшение максимальной перегрузки с помощью описанного способа влечет за собой ухудшение теплового режима на траектории входа в атмосферу. В этой связи полезно рассмотреть, как влияет на ширину коридора входа и на максимальные значения плотности умень- ан, ар 55 йд гю 55 Ю.,„ Рис. 6.2Г, Зааиспмость ширины коридора плода от максимального азродинамичсского качества и максилгальной перегрузки дл~ аппаратов с регулируемым и аерегулируемым углом атаки, Г,=2 шение диапазона регулирования угла атаки. Вычислим приближенные значения ц„~Я 2лм „ е = — =--,.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
