Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г., Ярошевский В.А. Маневрирование космических аппаратов (1970) (1246622), страница 56
Текст из файла (страница 56)
Россл (и ) пропорциональные максимальной плотности, и ширину коридора входа при различных значениях аа (рис. 6.29 и 6. ЗОВ Сопостав- са ляя эти рисунки, можно видеть, что в случае — =2 при умспьше- сх нии диапазона регулирования угла атаки примерно па одну ~стверть спирина коридора уменьшается примерно па 30оГ„по зато максимальная плотность уменьшается в 4,5 раза. Регулирооггпис угла атаки в процессе полета связано с серьсзпьиш трудпгзстями ввиду необходимости создания больших управляюгцпх моментов.
Применение струйных органов управления для этой цели крайне невыгодно ввиду больших расходов рабочего вещс. ства. Едипствсггныьг реальным срсдством изменения угла атаки, по-видимому, можно считать применение аэродинамических управлшощих поверхностей — рулей, но для этого необходимо решить задачу об обеспечении теплозащиты этих поверхностей.
На основании формулы (6.87) можно сделать вывод, что при больших скоростях входа в атмосферу для расширения коридора входа необходимо использовать аэродинамические формы, имеющие сравнительно большие значения с„и с, при больших углах атаки и малые значения св и с„при малых угчах атаки. Это приводит к конфигурациям самолетного типа с хорошо обтекаемой носовой частью, имеющей малый радиус затупления. 00 бс 0 бб гс 50 ~ ) л г 00 бб ('..'.) Рпг. б. 29 Завнспмость ширины коря.шра входа от м:н,спмаль.
ного аэродппампческого качем вп и предельного угла атак~ х„ :гля аппаратов с регулпрусмын углом атаки, п,„„=5. Те=2 Рнс. б. 30. Завнснмость максимальной плотности от максимальн( го аэродннахншсского качества н предельного угла атакп пе для аппаратов с регулнрусмым углом атаки, п=5, хе=2 Этот вьтод подтверждается, если принять во внимание повышение роли радиационных потоков, поступающих к аппарату прп больших скоростях полета в атмосфере.
При обтекании аппарата гиперзвуковым потоком на головной части образуется мощный скачок уплотнения, за которым газ имеет увеличенную п,лотность, температуру н давление. Радиационный тепловой поток в соответствии с формулой Стефана — Больцмана пропорционален четвертой степени температуры газа, а температура газа быстро растет прн увеличении скорости полета. В результате радиационный тепловой поток от газа, нагретого за скачком уплотнения, пропорционален скорости полста в высокой степени.
В то же время суммарная интенсивность излучения возрастает с увеличением толщины сжатого слоя, которая, в свою очередь, увеличивается при увеличении размеров аппарата. Приближенные формулы и оценки величины радиационного теплового потока приведены в целом ряде работ[!09],[33[,[7). Радиационный 359 (6, 89) гепловой поток, поступающий в критическую точку носовой чагти, чаще всего аппроксимируется формулами типа С'л =.) (г ) 0",~" (1'), где й=!,5 —;1,8; )(г,) =г, или во всяком случае увеличивается с ростом гн д(У) — функция скорости, которая очень быстро увеличивается с ростом скорости, например, д(У) г', где 1= = 1Π— 20.
Учет радиационных тепловых потоков важен прн выборе оптимальной формы аппарата, предназначенного для входа в атмосферу. Роль радиационного теплового потока существенно возрастает с увеличением скорости входа в атмосферу, особенно па траекториях, расположенных вблизи нижней границы коридора. При больших скоростях входа в атмосферу предпочтение следует отдать аппаратам хорошо обтекаемой формы с малым радиусом затупления носовой части. Таким образом, требования к выбору оптимальной формы аппарата при больших скоростях входа в атмосферу как для обеспечения максимальной ширины коридора входа, так и для уменьшения аэродинамического нагревания во многом совпадают. ГЛАВА УН Управление космическим аппаратом при входе в атмосферу % 7.1. ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ УНРАВЛЕНИН ТРАЕКТОРИЯМИ ВХОДА В АТМОСФЕРУ Рассмотрим наиболее характерные задачи, связанные с управлением космическими летательными аппаратами при входе и атмосферу.
Здесь и в дальнейшем будет предполагаться, что управление полетом осуществляется только путем регулирования аэродинамических сил, действующих на аппарат. рис. 7. К Спаси аппарата с околокр совой орбиты 1. Наиболее простой задачей является обеспечение посадки аппарата в заданный район поверхности Земли или планеты при спуске с околокруговой орбиты. Отклонения точки посадки вызываются отклонением траектории полета на безатмосферном участке полета (!. 2) от момента выполнения тормозного импульса до входа в атмосферу и на атмосферном участке полета (2, 3) — от входа в атмосферу до посадки (рис. 7. 1).
Здесь представляет интерес вопрос о выборе оптимального направления тормозного импульса. Рассеивание на атмосферном участке спуска как при отсутствии, так и при наличии управления существенно уменьшается с увеличением угла входа в атмосферу (по абсолютной величине). Но увеличение угла 361 входа в атмосферу влечет за собой увеличение тормозного импульса, а следовательно, увеличение потребного веса топлива.
Если исходная орбита является круговой, то прн заданной величине тормозного импульса максимальный угол входа, как правило, достигается при трансверсальном приложении импульса (гр=!80'). С другой стороны, желательно по возможности уменьшить отклонение по дальности, накопленное на безатмосферноч участке полета, которое вызывается, в первую очередь, неточной отработкой тормозного импульса. Разброс величины тормозного импульса можно свести к минимуму, производя отсечку тормоз- Рис. 7.
2. Вход в атмосферу со сверхкруговой скоростник У вЂ” восалка на большом расстоянии от бровки втоаа; Н вЂ” автол нв околокрутовую орбиту ного двигателя при достижении заданного приращения скорости бК Влияние ошибок в ориентации тормозного импульса можно свести к минимуму, если выбрать направление импульса к горп- И.т зонту тр из условия —" =О. Такое оптимальное значение тр опре- дв деляется с помощью соотношения [9!] в — я1вя т соят т + ~ .Мl г1 4 (7. 1) Н1 — Ня соя "(3 я!иве — 4) При этом угол входа незначительно уменьшается по абсолютной величине по сравнению со случаем, когда тот же тормозноп импульс является трансверсальным (гр=180').
2. Гораздо более сложной задачей является обеспечение точной посадки аппарата, входящего в атмосферу Зеляли со второй космической или большей скоростью. Особенно трудной эта задача является в том случае, когда заданный район посадки удален на большое расстояние от точки входа в атмосферу. Последняя точка пе может задаваться произвольно, а определяется условиями возвращения аппарата от Луны илн планеты [35]. Тогда траектория входа в атмосферу разделяется па 3 характерных участка — участок первого погружения в атмосферу (Π— 1), участок вылета в разреженные слои атмосферы (1 — 2) и участок второго погружения в атмосферу (2 — 3) (рис.
7. 2). Наибольшие трудности возникают при управлеьпш полетом на первом участке 362 Здесь, как будет показано ниже, неуправляемое движение является неустойчивым, поэтому к системе управления должны предъявляться особе!шо жестяно требования. У исток вылета из атмосферы имеет значительнзю протяженность, если требуемая дальность от точки входа в атмосферу до точки посадки велика, прп этом скорость вылеза пз атмосферы приближается к круговой скорости. Дальность участка вылета из атмосферы можно определить по формуле, справедливоЙ для кеплерова движения: а~.„П! !й 0, Ор! (! — Г!)-+ !яз0! дЕ!0 (! — !7,) —. !й! О! дз! (! — Г )з+ !мз О! (7. 4) Результаты расчета по формулам (7.
2), (7. 3) и (7. 4) приведены па рис. 7.3, 7.4 и 7.5. Как видно, прн О!=-3', 7м=!0000 км отклонение скорости Г! на 0,001 (около 8 х!!гак) приводит к отклонению дальности точки вторичного входа в атмосферу па 300 км, а отклонение угла наклона траектории на 0,1'— к отклонению дальности на !80 км. Следовательно, для уменьшения рассеивания желательно, чтобы траектория имела возможно больший угол наклона в точке вылета пз атмосферы.
Величина этого угла ограничивается запасом аэродинамического качества аппарата, а также допустимым пределом максимальной перегрузки, поскольку при увеличении угла !)! аппарат должен совершать более глубокое погрумсение в атмосферу на первом участке. На промежуточном участке полета управление аппаратом невозможно, поэтому накопленное отилонение по дальности может быть скомпенсировано только на участке второго погружения в атмосферу. В связи с этим часто используст! я понятие области возможного маневрп для участка второго погружения в атмосферу. Под !''-1!К 0! й!0 =2г агс !П (7. 2) (! — !'~)+!020! где 1' -- —; ~' — круговая скорость, вычисленная для точки ! -''1, ' ня! ' «~! вылета нз атмосферы.
Дальность Е!з увеличивается при прибли. я!енин скорости вылета к круговой скорости и при увеличении угла наклона траскторин прп вылете из атмосферы (до определе!пи их пределов). Одной и той же дальности Е! могут соответствовать различные сочетания 1~! и зь причем рассеивание по дальности, пакапливаемое на участке вылета, оказывается ббльшпм для сочетаний больших значений 1!! и меньших значений 0!.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
