Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 129
Текст из файла (страница 129)
иой задачи) решение задачи прогноза при величине К»аэып что аеобходимо для определения момента достижения заданных конечных условий. Третий участок Порядок проведения коррекций, прогнозирование плотности и качества на указанном участке прн полете по «протяженным» траекториям н по траекториям, на которых возможен выход на орбиту ИСЗ, подобен управлению на участке рикошета при входе СА с параболической скоростью В этом случае К»эфгы=0, что обеспечивает равный запас по качеству. Для «коротких» траекторий условия выбора К,ээгы такие же, как н для участка второго погружения прн входе СА с параболической скоростью, Приведенный метод построения системы управления спуском достаточно универсален и гибок н является работоспособным в большом диапазоне изменения У„ и Кр„ Данный метод позволяет при использовании аэродинамического способа торможения с большой точностью обеспечить достижение заданной точки посадки, а также осущест. вить перевод СА на орбиту ИСЗ практически в границах всего предельного коридора входа ЛИТЕРАТУРА К ГЛ.
ХЧП 1. А в д у е в с к н й В. С., М а р о в М. Я., Р о ж д е с т а е н с к и й М. К. Результаты измерений параметров атмосферы Венеры межпланетной станцией «Венера-4». — «Кос. мические исследования», т. ЧП, вып. 2, 1969. 2. Бочаров Л. А., Иванов Н. М., Голуб И. Б. Алгоритм управления спуском аппаратов, входящих в атмосферу Земли с гиперболическими скоростями.— «Космические исследования», т.
1Х, вып. 5, 1971 3. Б у х а и к и н а А. П., Г о л у б е в Ю. Ф., О х о ц и м с к и й Д. Е. Управление пространственным движением при входе космического аппарата в атмосферу. — «Кос- мические исследования», т. Ч), вып. 1, 1968 4 Воробьев Л. М. Навигация космических кораблей.
М., Воениздат, 1964. 5. Д у б о ш и н Г Н. Небесная механика. М., Физматгиз, 1963. 6. И ш л и н с к и й А. Ю Инерциальпае управление баллистическими ракетами. М., «Наука», 1968. 7. Космическая биология н медицина. Под ред. проф. В. И. Яздовского. М., «Наука», 1966. 8. Л о х У. Динамика и термодинамика спуска в атмосферах планет. М.. «Мир», 1966. 9. М о р о з В. И.
Физика планет. М., «Наука», 1967. 10. Новое о Марсе и Венере планет М., «Мир», 1968, 11. О с т о с л а в с к и й И. В., С т р а ж е в а И. В. Динамика полета. Траектории летательных аппаратов. М., «Машиностроение», 1969 12. Охоцимский Д. Е., Бухаркина А П., Голубев Ю.
Ф Управление движением при входе в атмосферу. — «Космические исследования», т. ЧП, вып. 2, 1969. 13 Проблемы космической биологии, т. ЧЕ Под ред. акад, Н. М. Сисакяна. М., «Наука», 1967. !4, П у г а ч е в В. С. Теория случайных функций и ее применение к задачам авто- матического управления М., Физматгиз, 1960. 15. Снхарулидзе Ю. Г., Бутузова М. А. Модель вариаций плотности атмосферы Земли на высота» 39 — 80 км.
— «Космические исследования», т. ЧП1, вып. 4, 1970. 537 16 С моль яков Э. Р. Оптимизация коридора входа в атмосферу. — «Космические исследования», т. Ъ'1, вып. 1, !968. !7. Справочник по геофизике.М., «Наука», 1967 18. Т и хо н р а во в М. К и др. Основы теории полета и элементы проектирования искусственных спутников Земли.
М., «Мапгиностроение», !967 19. Те й ф ел ь В. Г Атмосфера планеты Юиитер. М., «Наука», 1969. 20. Ш аронов В. В. Планета Венера. М., «Наука», 1965 21. Щ иго л е в Б. М., Математическая обработиа наблюдений, М., Физматгиз, !962. 22. Э л ь я с б е р г П. Е. Введение в теорию полета искусственных спутников Земли. М., «Наука», 1965. 23 Я р о ш е в с к и й В. А. и др. Маневрирование космических аппаратов. М., «Машиностроение», 1970. 24.
Я р ош е в с к и й В. А. и др. Управление космическим аппаратом при входе в атмосферу. — «Космические исследования>, т. УП, вып. 2, 1969. 25. НапдЬоой о1 Гпе рЬуз!са1 ргорегбез о! Гйе р!апе1 Мага, Ыеуч-Ъо«К !968. 26. М а п1! оч11 П. 3., '1Ье апа1уяз апд сспИйигабоп о1 а соп1го1 зуз!егп 1ог а Мага ргориВгче 1апдегз, Разадепа, Са!!1., !967. 27.
Яе р!с Е. М., В о о Ь а г М. О., С Ь а ре ! Р. О., АегоЬгаК!пи аэ а ро1епба1 р1апе1агу сар!иге тоде, Л. «БрасесгаП апд Яосйе!», Ыо. 8, !968. 28. ЪЧ1пнготче В., С оа1е В. Р!1о1ед япш1абоп з1ид!ез о1 ге.еп1гу ци!дапсс апд соп1го! а! рагаЬойс че!осИ1ез, ЛАБ Рарег, Хо. 61 — !95, 196!.
ГЛАВА ХЛП РАСЧЕТ ТЕПЛООБМЕНА НА ПОВЕРХНОСТИ СПУСКАЕМОГО АППАРАТА УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ а — коэффициент температурапроводности с — коэффициент теплоемкости. ср — коэффициент теплоемкости газа при постоянном давлении. с~ — массовая концентрация г-го компонента. lр — аффективная энтальпия газа. з'„, — энтальпия газа на поверхности тела.
ь — характерный линейный размер, М вЂ” молекулярная масса. М,, — молекуляриая масса вдуваемых продуктов разрушения. Р— давление. у ., ур — конвективный и радиационный тепловой поток к поверхности тела,  — радиус кривизчы. Т вЂ” температура. Т вЂ” температура поверхности материала. (l~ — скорость потока на внешней границе пограничного слоя. и, о, ш — компоненты вектора скорости, ш — линейная скорость разрушения материала. Л' — эффективная длина пластины. к, у, г — пространственные координаты. (а)ср) — коэффициент теплообмена.
(а(ср)р — коэффициент теплообмена на непроницаемой поверхности. у — коэффициент вдува. е — степень черноты. к — показатель адиабаты. л — коэффициент теплопроводности, р — коэффициент вязкости. 9 — плотность. При спуске в атмосфере Земли аппарат испытывает интенсивное торможение, по- этому воздух вблизи поверхности спускаемо|о аппарата нагревается до высоких темпе- ратур за счет преобразования кинетической энергии днижения в тепло в областях сжа- тия газа и в вязких пограничных слоях. Температуры газа при этом могут значительно превышать температуры разрушения материалов, из которых изготовлен аппарат, и для безопасной посадни необходимо провести точный расчет теплообмена на поверхности СА, выбрать и рассчитать тепловую защиту, обеспечивающую прочность и требуемый тепловой режим конструкции.
Спускаемые аппараты и их отдельные элементы имеют сложную форму, поэтому течение газа вблизи их поверхности является в общем случае пространственным с об- ластями ускоренного и замедленного движения, областями отрыва и областями взаимо- действия невязких и вязких потоков. На различных участках траектории в вязком пограничном слое возникает ламинарный, турбулентный или переходный режимы тече- ния, существенно влияющие на теплоотдачу к аппарату. При больших скоростях входа (8 †!2 км)с) происходят химические превращения, диссоциация и излучение н газе как в основном потоке идеальной жидкости, так и в пограничном слое.
При работе различ- 539 18.1. ОСНОВНЫЕ УРАВНЕНИЯ ДЛЯ РАСЧЕТА КОНВЕКТИВНОГО ТЕПЛООБМЕНА ПРИ ЛАМИНАРНОМ И ТУРБУЛЕНТНОМ РЕЖИМАХ ТЕЧЕНИЯ Конвективные тепловые потоки у поверхности гиперзвукового спускаемого аппэрата удобно представлять при помощи видоизмененной формулы Ньютона. При этом величина конвективных тепловых потоков д определяется произведением обобщенного коэффициента теплообмена а(ср на разность эффективной энтальпии газа У, и действительной энтальпии газа у стенки У„; а рм = (Уе — Уя).
с, (18. 1) .У кДмукг 0 3 5 7 5 УУ У5 Т.гр, л' Рис !8. !. Зависимость энтальпии воздуха У от температуры Т и дав- ления р На рис. 18. 1 показана зависимость энтальпии воздуха У кДж(кг, учитывающей энергию химических преобразований в высокотемпературиом газе, от давления р (Па) и температуры Т ['К). Величина эффективной энтальпии газа У, для лобовой части спускаемого аппарата совпадает с величиной энтальпии торможения Ум, учитывающей кинетическую энергию потока: (уз 1 Уш =-Уг+— В общем случае эффективная энтальпкя связана с параметрами основного потока соотношением 1 + мг Уе =- Уа! 1+ ее (уг 1 2У! (18.
2) ных теплозащитных понрытий возникают также физико-химическое взаимодействие материала поверхности с потоком в пограничном слое и поток массы от поверхности за счет сублимации. При практических расчетах теплообмена удобно отдельно рассматривать конвективные и лучистые тепловые потоки, хотя в общем случае возможно их взаимное влияние. При расчете конвективного теплообмена при ламинарном режиме течения учет влияния большинства факторов можно произвести путем численных решений дифференциальных уравнений пограничного слоя, Расчеты теплообмена в случае турбулентного движения основываются на обобщении экспериментальных исследований и использовании интегральных или дифференциальных уравнений и эмпирических зависимостей.
Ниже приводятся основные результаты и упрощенные инженерные формулы расчета теплообмена. Здесь (У~ — скорость на внешней границе пограничного слоя; г — ноэффициент восстановления энтальпии, равный для ламинариого пограничного слоя Ргуь а для турбулентного пограничного слоя Рг'Ь (для воздуха число Праидтля Рг можно принять равным 07). Значения величин с индексом «О» будут соответствовать условиям торможения, с индексом «1» — условиям вне пограничного слоя, с индексом «ш» — условиям у стенки. Пограничный слой, образующийся вблизи поверхности аппарата, где проявляются силы вязкости и теплопроводность, является обычно достаточно тонким и слабо влияет на распределение давления и других параметров течения по телу.
Поэтому параметры на внешней границе пограничного слоя могут определяться из расчетов обтекания тела невязкой (идеальной) жидкостью [6, 11, 12, 16]. Это условие, однако, не всегда справедливо при полете на больших высотах и в некоторых сложных случаях течения, рассматриваемых ниже. Использование разности энтальпии У,— У в формуле (18, 1) позволяет учесть перенос химической энергии, которая выделяется за счет рекомбинации диссоциированных молекул при их диффузии поперек пограничного слоя к поверхности омываемого гиперзвукового аппарата. Пря относительно малых скоростях движения местные коэффициеаты тепло- обмена а(с» можно определить из довольно общих критериальных зависимостей, подтвержденных многочисленными расчетами и экспериментами.
Если числа Стэнтона 51, Рейнольдса Ке и Прандтля Рг образовать по местным значениям параметров и по некоторой эффективной длине а'ер 0 (У,Х 1«мсрм 51=; )тем=; Рг= 0(У,' р ' Л (18. 3) то критериальиые зависимости, характеризующие теплопередачу на изотермической непроницаемой поверхности, имеют вид: — для ламинарного пограничного слоя 5! ! Р— 0,5Р— Од (18. 4) — для турбулентного пограничного слов Я! = 0,0296 К~ о'зРг (18.
5) В формулах (18. 3) (/~ — скорость вдоль линии тока з идеальной жидкости; Х вЂ” линейный размер, называемый эффективной длиной и являющийся функцией расстояния и распределения параметров течения вдоль линии тока от точки начала развития пограничного слоя. Множитель пропорциональности А в (18.4) зависит от безразмерных параметров, характеризующих температуру поверхности У =У УУ«ь геометрию поверхности, местную скорость М~ и ее градиент 6, а также величину вторичных токов при пространственных движениях Выражения для А и Х получаются на основании аппроксимации результатов расчетов и экспериментов в общем случае едиными зависимостями типа (18.4), (18.5), такими же как при течении на плоской пластине.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
