Соловьев Ц.В., Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полетов (1973) (1246634), страница 53
Текст из файла (страница 53)
1О.!.5 показано влияние аэродинамического качества аппарата и угла входа в атмосферу на максимальные перегрузки и дальность полета. Наличие подъемной силы, т. е. переход от аппарата баллистического спуска к аппаратам ' планирующего спуска, является одним из радикальных способов снижения перегрузок. Существенное снижение максимальных перегрузок до л ,„=3 †: 4, т. е. до таких, которые человек может выдерживать достаточно длительное время без каких-либо последствий, можно получить при сравнительно невысоком аэродинамическом качестве, К=0,2.
359 Следует отметить, что перегрузки наиболее интенсивно падают при К(0,2+0,3. Снижение перегрузок при наличии подъемных сил объясняется тем, что у планирующего аппарата траектория идет выше, чем у баллистического аппарата, и торможение его происходит слабее (растягивается на большее время). Это особенно заметно при сопоставлении траекторий рис. 10.1.3 и 10.1.4. С увеличением угла входа О„ максимальные перегрузки увеличиваются аггее ен етег 10 у,кквг/н~ Тввг,ь 1010" 0000 5000 7000 1000 -0 -5 У' вг Рис. 10.
1.6. Влияние угла вкода О„на температуру Тм„и интегральные тепло. вые потоки Я при р =650 кг/м', У„= =7,8 км/с Рис. 10.1.5. Влияние угла вкода О„г на перегрузки пт„ и дальность полета в атмосфере 1. при р„=650 кг/м', 1тьг=7,8 км/с (см. рис. 10.1. 5). Это объясняется тем, что при крутом входе аппарат по инерции «зарывается» в плотные слои атмосферы, где он интенсивно тормозится.
Минимальным значениям перегрузок соответствует угол входа О,к= — 0 —: — 2'. Дальность полета, как этого и следовало ожидать, возрастает при увеличении аэродинамического качества аппарата. При увеличении угла входа в атмосферу существенно уменьшается дальность полета. Влияние аэродинамического качества К и угла входа О„на максимальную температуру Т „(в критической точке теплоизолированной сферы /с=1 м) и на интегральные по времени тепловые потоки Я (в той же точке)* показано на рис. 1О.1.6. При увеличении аэродинамического качества несколько снижается максимальная температура Т,„, но увеличивается интегральный по времени тепловой поток Я. Снижение температуры объясняется торможением планирующего аппарата в более разреженных по сравнению с баллистическим аппаратом слоях атмосферы.
Увеличение интегральных тепловых потоков объясняется ! Я= ~ уд/, где д — местные тепловые потоки в ккал/мг. 6 увеличением времени полета (за счет конвективных потоков). С увеличением аэродинамического качества заметно уменьшаются интегральные радиационные потоки Яр. При увеличении угла входа О,„возрастает максимальная температура, но существенно снижаются интегральные теплопотоки. Знание максимальной температуры Т,„позволяет оценить термостойкость материала теплозащиты (в случае теплозащиты без сублимации). Величина интегральных тепловых потоков определяет вес сублимирующей части теплозащиты. Поэтому эти величины могут служит риал.// змее !О ь в ка кои то степени критериями оценки траекторий.
г/000 Анализируя приведенное выше, можно выбрать более или менее удовлетворительные значения угла входа О„ для аппарата баллнстигппп чеокого спуска. Обеспечение минимальных перегрузок гппп ограничивает величину О.,( — 2' —:2,5'. Максимальная температура, по-види- -О) г)7 к / 0 гпп тпп 000 000 Рл, кг/не Рис /О. /. 7. Влияние нагрузки на лоб р„ на темнературу Т „ и перегрузки нм„ нри О„= — г;. У„=7,0 км/е мому, не влияет на выбор траектории при сублимирующей теплозащите (температура при баллистическом спуске достаточно высока при реальных значениях р„= / 300 —:500 кг/мз, чтобы говорить об теплозащите без уноса).
Однако для уменьшения веса теплозащиты желательно иметь меньшие интегральные тепловые потоки © т. е. переходить на большие углы входа, которые следует брать по верхнему пределу из условия перегрузок. Большие углы входа желательны также для уменьшения рассеивания точки приземления из-за возможных ошибок угла входа, так как с ростом угла входа уменьшаются дальность полета и производная — (см. рис, 10.1.5). дЕ дздд Считая уровень перегрузок а=3 —:4 приемлемым по условиям комфортабельности спуска, вряд ли имеет смысл увеличивать при планирующем спуске аэродинамическое качество более К=О,!5 †: 0,25, так как с ростом К увеличиваются интегральные потоки, а следовательно, и вес теплозащиты.
Рассмотрим влияние удельной нагрузки на лоб на основные характеристики траектории спуска (рис. 10.1.7 и 1О.!.8). Нагрузка на лоб р„ незначительно снижает максимальные перегрузки и дальность полета, но снижение р„существенно уменьшает как максимальную температуру Т, так и интеграль- 36! мые тепловые потоки Я. Учитывая это, можно выявить требования к форме аппарата с минимальным рвесом теплозащиты. 6 Действительно, параметр р„= †. Обычно вес н размеры к с5' (а значит и мидель) аппарата заданы.
Следовательно, аппарат 4,кяал/иг Е,тегс.ям с минимальным весом лр 10 -йг йг о' галер 5!О д год Уад аду р„ «тУп 10.!. 2). Это справедливо для аппаратов как баллистического, так и планирующего спуска. Рис. 10. 1. Д Влияние нагрузки на лоб р, на дальность полета Е и интегральные тепловые потоки Я при 6 „= — 2; Иве=78 ки/с теплозащиты должен иметь такую форму, которая дает наибольший коэффициент лобового сопротивления сз.
В условиях гиперзвукового полета наибольшим с„ будет обладать тело с наиболее близкой к плоской лобовой частью (форма типа «фары» на рис. $2. СПУСК В АТМОСФЕРЕ ЗЕМЛИ С ГИПЕРБОЛИЧЕСКОЙ СКОРОСТЬЮ Траектории с большими углами входа в атмосферу Рассмотрим вначале траектории при входе в атмосферу со второй космической скоростью при углах й,„= †15 †: — 90'. Характер изменения характеристик траектории такой же, как н при спуске с орбиты ИСЗ, однако процесс торможения протекает значительно быстрее. Характерным является почти постоянный угол наклона траектории к горизонту 0 на основном участке траектории.
Существенно больше, чем при спуске с орбиты, перегрузка и„ и минимальная температура Т ,„. На рис. 10.2.! показано влияние угла входа й,к и нагрузки иа лоб р„ на максимальную перегрузку п ,„ и дальность полета й. Максимальные перегрузки существенно снижаются при уменьшении угла входа в атмосферу, что объясняется увеличением длины пути торможения (рост дальности полета г'.).
Нагрузка на лоб р, практически не влияет на дальность полета с. и перегрузки и „. Разброс величин п,„при угле О,„= — 90' объясняется тем, что при разных р„зона максимальных перегрузок падает на различные участки атмосферы с разными значениями градиента плотности (в расчетах использовалась стандартная атмосфера Земли). Так же как и при спуске с орбиты, увеличение угла входа приводит к увеличению максимальной температуры и снижению 362 ам Ю О, якал/мг Ттак Тлтату ббаа 4000 га 10 гада 1000 Рис.
10. 2. 2. Влияние угла входа Вь„ на темнературу Тм,„и интегральные тепловые аотоки Я яри К=О и и„= 11 км/с входа даль- 1 в*= Рис. 10. 2, 1. Влияние угла 8,„ на нерегруэки ивы и ность полета 1. яри К=О; 11 км/с Пропорционально квадрату скорости возрастает перегрузка п,х. ОднаКо дальность полета Е возрастает весьма незначительно (рис. )О.2. 3). С увеличением скорости входа в атмосферу птах баа 000 Рис. 10. 2. 3. Влияние скорости 200 входа У,„ на нерегруэки я „, и дальность колета В яри К=а; гда р,/ 400 кг/мг .
100 гаа Га 12 14 тб У„ км/В )т,х существенно возрастают максимальная температура Т, н интегральные тепловые потоки Я (рис. !О.2.4). Из-за больших перегрузок и „х траектории с большими углами входа пригодны лишь для спуска автоматических аппаратов, возвращающихся с траекторий полета к планетам. Для случая баллистического спуска в атмосфере (К=О) при больших углах входа, когда на основной части траектории угол наклона 0=0„=сопя(, может быть получено аналитическое решение для основных характеристик траектории. интегральных тепловых потоков (рис. (О.
2. 2). Уменьшение нагрузки на лоб рх снижает как температуру Т „, так и интегральные тепловые потоки 1;/. При спуске со второй космической скоростью существенно возрастают радиационные тепловые потоки, доля которых составляет примерно 50% от общих интегральных тепловых потоков.
Для этого случая в первом уравнении системы (1О. 1. 9) можно пренебречь членом л з(п 9, так как он существенно меньше члена, определяемого сопротивлением. Таким образом, первое уравнение системы (1О. 1. 9) можно записать в виде — = — К— (10. 2. 1) дг 2р„ Второе уравнение этой системы для этого случая (О=сонэ(, К=О) вообще теряет смысл. Представим закон изменения плотности приближенной зависимостью (изотермнческая атмосфера) Е=й,е-оп.
9,унао/ме Гпах.К тгооо год г0000 Рис. 10. 2. 4, Влилние скорости входа У,„на температуру Т „и интегральные тепловые потоки О. при К=О, р =400 кг/мт 0000 тп тог 0000 х.то 4 40000 0 ГО И гг Гг Ч,х,нное Тогда уравнение (10.2.1) можно записать в виде — = — И/ед, ' дг (1О. 2.
2) где Ь= уоео ° д— 2р„' Оо р= — средний логарифмический градиент плотности атмору тсг сферы; р — молекулярный вес газа атмосферы; д — ускорение силы тяжести; Т вЂ” средняя температура атмосферы; К вЂ” универсальная газовая постоянная. Воспользуемся еще одним уравнением системы (!0.1.9), а именно уравнением для определения вертикальной составляю. щей скорости спуска: — =1т з(по. да дг (19.2. З) Дифференцируя выражение д=е о" и используя (10. 2.3), получим Зб4 — = — — = — У з)п 8 (ое-ол.
лл аал на (10. 2. 4) пт лл лг Исключив время из (10.2.2) и (10.2.4) и разделив переменные, получим л (а аи) )к=)~о е При Ьо-нм (вход в атмосферу из бесконечности) К У=)кое он" о . Подставляя в (1О. 2. 2) выражение для скорости, получим ок — = Ь)/оо е ло — )ола — < а — а,>1 лг Осевая перегрузка, действующая на СА, и = — ~/ое о ~ио л — (ли+ — а) к Ко Высоту, соответствующую л„,„,„, получим из уравнения —" =ик ~г — (о+ — Д) =О. Лпк г 2Л Мпо Высота, соответствующая лишаи Максимальная перегрузка з!и 6. Ъ'028 2ао е (10. 2. 6) Дополнительно к этим решениям нз (10.2.3) можно определить время полета от момента входа в атмосферу до высоты Ь: л л Подставив а1Ь= — —, получим Фл рй — Ыд.
( 1'О. 2. 5) Ъ' ализа Интегрируя (10. 2. 5) от Ьо до Ь, получим зависимость скорости от высоты полета д ] е Викс 7 Д пса= ) )и — + + УспмпВ,) д Упомпо ) дп пв!пВ до (пмпо ) 33' ~ Упвпо ( пмпо Сопоставление данных расчета по приведенным выше формулам с численным интегрированием уравнений движения показывает, что для углов входа в атмосферу О„от — 90 до — !5' приближенные формулы дают удовлетворительную точность на основной части траектории (до Ь=20 †: 25 км). Траектории с малыми углами входа на границе захвата аппарата атмосферой На рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
