Соловьев Ц.В., Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полетов (1973) (1246634), страница 54
Текст из файла (страница 54)
!0.2.5 приведены характеристики траекторий баллистического спуска со второй космической скоростью при угле входа в атмосферу (О„= — 5'), близком к границе захвата аппарата атмосферой. Время спуска по такой траектории существенно больше, чем при больших углах входа, и примерно соответствует времени спуска с орбиты ИСЗ, а максимальная П,ккафв ~ч) 4кМО 'Утямуо, Пк !,гвс. ТК 'км В ОООО 700 00 5000 70 700 2000 5'700 7000 О 0 О 700 200 500 ВП Рис. 70.
2. 5. Грпектггрия планирующего спуска при б„= — 5'; К=0,1; р,=550 кг7мт; У„„=П км/с перегрузка (п,„=6,5) даже несколько меньше, чем при баллистическом спуске с орбиты, где л,„-8. Характерным для траекторий на границе захвата является наличие элемента рикошетирования, выраженное в виде двух «пиков» максимальной перегрузки. Максимальная температура Т „ при спуске со второй космической скоростью в случае как баллистического, так и планирующего спуска существенно выше, чем при спуске с орбиты ИСЗ. Основные характеристики режима спуска при углах входа Збб в атмосферу, близких к границе захвата *, для аппаратов с нагрузкой на лоб да=400 кг7мт и при различных значениях аэродинамического качества К показаны на рис.
10. 2. 6 и 1О. 2. 7. Уве- п„мт дан я-й! 0 ц! ?и ?уо ?' и уамь л ?00 ахал/ма 40.704 поп 7по по 70' 70 7000 ?П 70" 70 70' о о р 3 -Ь -5 -П 7 па о о -З -О -П -П -7 -П В гг Рис. 70. ?. б. Влияние В,„и кичестви К ни перегрузки пи»» и дальность полети В при У»»=7! км7с; р„ 400 кг7мг Рис. 70.?. 7. Влияние угли входи В„ и качества К ни тепловые потоки О и темперитуру Т~»» при =7! км(с; р =400 кг(м' личение аэродинамического качества 'К приводит к уменьшению максимальных перегрузок п,х при фиксированном угле входа дпм»х в атмосферу О,х и к некоторому уменьшению производной — . дп»х Характерным для режимов с К(0,2 является минимум перегрузки и „ на углах входа й,„ близких к границе захвата О„,р, и резкий спад и „при О,х<О„,р.
При К)0,2 переход через границу захвата не вызывает каких-либо изменений в кривой л,„=7(О„). Интересен также тот факт, что имеется минимум и „, в зависимости от качества К (при К=0,1). Как видно из рис. 10.2.6, граница захвата аппарата атмосферой характеризуется резким возрастанием дальности полета Е в атмосфере (Е определяется от момента входа в атмосферу на и,„= 100 км до момента либо посадки аппарата, либо выхода из атмосферы). С увеличением угла входа О,„ заметно возрастает максимальная температура Тю,„ на траектории спуска (см. рис, 10.2.7). Следует отметить, что Т ,„. на границе захвата возрастает прн увеличении К. Характерным является наличие «пиков» интегральных тепловых потоков Я на границе захвата, а также то, что с увеличением К «пиковые» значения (4 на границе захвата уменьшаются.
Интегральные радиационные тепловые потоки Яр на границе захвата практически не изменяются при изменении качества К. " В данной работе «захвачениыми» считаются такие траектории спуска, при которых аппарат, войдя в атмосферу на й»»=,НВ км, больше не выходит на эту высоту.
Збу На рис. 10.2. 8 и !0.2.9 показано влияние нагрузки на лоб р на основные характеристики траекторий спуска при малых углах входа в атмосферу. Максимальные перегрузки в точке минимума птаех=1(оьх) или на границе захвата при К(0,1 мало зависят от ря, а при К>0,2 несколько повышаются при малых та„,К Ве гтООО ге о гете тем 1 гз эь гово атаров 1000 „, кг/м ам нн еиг рл я гоо Рис. 10.2.8. Влияние нагрузки на лоб р„ на перегрузки и „ и теплоВые потоки Я на границе за~вата при Угх= 11 км1с Рис !О. 2. В. Влияние нагрузки на лод р на угол входа О„и температуру Гм,„на границе захвата при Уел=11 км1с значениях ря. Угол входа, соответствующий границе захвата атмосферой О„яр, несколько повышается с ростом ря при К(0,3. С увеличением р„возрастают максимальная температура на гра- ртах 1 Ян У1„=11. го Рис.
10.2 10. Влияние угла З „ и скорости входи уяя на перегрузки Пн,я и дальность полета Е при К О, р„ = 400 ке1м' о -1 -г -2 -ь -д в'„ рх нице захвата Т „яр и интегральные тепловые потоки Я,р. Увеличение Т „и Я,р с ростом ря объясняется тем, что при большихр торможение аппарата происходит в более плотных слоях атмосферы. Влияние скорости входа в атмосферу на основные характеристики траектории баллистического спуска показано на рнс. 10.2.10 и 10.2.11. С увеличением скорости входа естест- 368 венио возрастают граничный угол входа О„,р, а также производная — '*. Следует отметить, что при У„>12 км/с исчезает доят минимум п,„около границы захвата. С увеличением скорости входа в атмосферу существенно возрастают максимальная температура Т,о„,р и интегральные О,кяая~ е т „,и Че»= Го 4о.юг 4ПОП оо.тог 9000 го юг гооо ю.104 юоо Чов=о) Рис.
!О. 2. 1К Влияние угла Ввт и скорости входа У„ но тепловвве потоки О и темперотгиру Т „при К=О, р, 400 кг/м тепловые потоки Я,р на границе захвата. Существенно возрастают и иитегральнйе радиационные потоки Яр. Как видно из рис. 10. 2. 12, для каждой скорости входа в атмосферу существуют значения аэродинамического качества К, соответствующие минимуму перегрузок и „. Если при спуске с орбиты (У,„=7,8 км/с) это Карс-~со, то уже при параболиче- Ртах Рис. 10. 2. 12.
Влияние скорости входа У,„ на максималвние перегрузки и в, при Р = =400 кг/м' О В В Ю 11 12 Чох,км/и ской скорости входа (У,р=11 км/с) величина К,рс 0,1 —:0,15, а при У,„=14 км/с К,рг=О. На рис. 10.2.!3 показано влияние скорости входа в атмосферу У,т на интегральные тепловые потоки 14 и максимальную температуру Т „на границе захвата. Интересными являются следующие факты.
Во-первых, радиационные потоки Яр на границе захвата почти не зависят от аэро- 369 динамического качества К н,,во.вторых, при скорости входа, большей У„=8,5 км!с, увеличение качества приводит к уменьшению интегральных тепловых потоков Я и увеличению температуры Т „ на границе захвата. т,к а,к Уиа 40000 40. Ооооо го! 10 71 1г Чд,ткмуо Рис. 10.2. 13 Влияние скорости вкода У„„на тепловые потоки ('> и температуру Т,„„ на границе заквата при р =400 кг!м' Рассмотрим влияние различных параметров спускаемого аппарата и скорости входа его в атмосферу на границу захвата. Границу захвата аппарата атмосферой удобнее характеризовать !ттг, ки 60 40 поня го 400 600 р„кс/иа В О 10 11 тг Уок, киИ.
Рис. 10. 2. 14, Зависимость высоты Рис 10. 2. 16. Зависимость высоты Ь, условного перигея Ь от нагрузк" условного перигея от скорости вкода р, на лоб и перегрузки п~„ при У,„при У„=11 км!с; К=О р,=400 кг!мт, К=О не углом входа, а высотой перигея й„ траектории аппарата, рассчитанной по условиям входа в атмосферу (л,„= 100 км; О,„ и У„), считая, что полет происходит в безвоздушном пространстве. Такая условная высота перигея Ь- более удобна для оценки точности систем наведения СА при входе в атмосферу. Радиус условного перигея г„можно определить, зная высоту входа 370 в атмосферу Ьо, скорость входа У„и угол входа О„. Действи- тельно, из уравнения конического сечения имеем г= Р ! + е со» и Ув» оое В»» Г»ъ 2 где Р= 9 -параметр траектории; — истинная аномалия; г = гг'+ л; )г — радиус Земли; е= ~ г 1 + — ( У'., — †) — эксцентриснтет орбиты.
В условном перигее и=О, тогда л = Р 1+е Рикошетирующие траектории спуска. Выход КА на орбиту спутника при маневре в атмосфере Если СА входит в атмосферу с углом входа О„, меньшим, чем угол, соответствующий границе захвата, то он, частично затормозившись в атмосфере, выйдет из нее. Пролетев некоторое время по эллиптической траектории, он снова войдет в атмосферу, но уже с меньшей скоростью.
Совершив несколько таких рикошетов, СА, наконец, спустится на Землю (рис. 10.2.16). На рис. !0.2.17 — 10.2.18 приведены некоторые характеристики зт! На рнс. 10.2.14 показано влияние удельной нагрузки р, на лоб на граничную высоту условного перигея л.„р для различных значений К. Видно, что при больших р„ спускаемый аппарат должен глубже проникать в атмосферу, чтобы быть захваченным. С увеличением скорости входа в атмосферу У„ высота перигея л „р на границе захвата также уменьшается (рис. 1О.
2. 13). Для оценки точности системы выведения СА для входа в атмосферу пользуются понятием «коридора входа». Коридор входа ограничен с одной стороны границей захвата СА атмосферой, а с другой — уровнем допустимых перегрузок. Высоту коридора входа можно характеризовать разностью высот условного пернгея. Высоту М. коридора входа можно определить из рис, 10. 2.14. Нагрузка Р» на лоб практически не влияет на высоту коридора входа, но смещает его границы. С увеличением скорости входа в атмосферу высота коридора входа ай уменьшается.
Так, для баллистических траекторий при У„=14 км/с и и,„=!О коридор входа сходит на нет (рис. 1О.2. 15). рикошетирующих траекторий спуска на Землю со второй космической скоростью. Характерно, что наибольшие перегрузки имеют место при последнем погружении в атмосферу, и практически онн постоянны в широком диапазоне углов входа. Прп баллистическом спуске эти перегрузки примерно соответствуют минимальным перегрузкам при спуске с орбиты ИСЗ. Рнкоше- Г Рис 10 Щ тнрующие траектории характерны еще тем, что по мере увеличе- ния числа входов в атмосферу й/ существенно возрастают инте- гральные тепловые потоки Я. О,ннлл1иа ад 104 40' 104 ЛИ04 Чй 20.70 а 70 10 -2 -В -4 —.В Вук — — 0ук Рис.
10.2.1В. Тепловме потоки Я ко рокашетирующик траекторияк при 'т'к*=11 км/с, р,=400 кг/м' Рис. 10. 2. 17. Зависимость и от угла входа О„для рикошетирующик траекторий при Р„=!1 км/с; р, =400 кг/м' В табл. !О.! приведены основные характеристики риношетирующей траектории баллистического опуска при !1„=!! км/с, О,к= — 3,8' и нагрузке на лоб р„=400 кг/ма. Характерно, что температура Т „наблюдается при бервом входе в атмосферу, а наибольший интегральный тепловой поток Я вЂ” при последнем. Полет по каждому переходному эллипсу составляет почти пол- 372 Таблица 70Д Характернстнкн рнкошетирующей траектории спуска при $«в«=11 км1с, Звх= — 3,8' и р«=400 кг!мх « ос«ро- ков ~ вх «м1« ккв»1м' гиок к Е км о .«вх гв «м "мвх 0,8 98 Переходной эл- липс 38080 Второй полет в атмосфере ) оох — 2,9 2750 4050 1,03 Переходной зл- липс 37340 — 2,55~ 2580 9,1 7150 14,3 104 Третий полет в атмосфере 8,!2 0,18 31,5.104 88430 2,21 ный оборот около Земли.
Аппарат спускается на Землю, совершив 2,2 оборота вокруг Земли. Рикошетирующие траектории представляют интерес в том отношении, что при фиксированной широте точки входа в атмосферу !или широте точки прохождения условного перигея) онн позволяют, регулируя дальность полета, обеспечить посадку в заданный район широт. Траектории такого типа были использованы для посадки на территорию Советского Союза СА, возвращаемых с траектории облета Луны, для которых точка условного перигея лежала в южных широтах. Однако следует отметить, что спуск по рикошетирующим траекториям даст существенно большие интегральные тепловые потоки, что связано с увеличением веса теплозащиты. Рикошетирующие траектории позволяют расширить коридор входа в атмосферу.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
