Соловьев Ц.В., Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полетов (1973) (1246634), страница 55
Текст из файла (страница 55)
Действительно, как видно из рис. 10.2.19, переход к траекториям с двумя входами в атмосферу существенно увеличивает коридор входа ай . Так, если ограничить перегрузку величиной Ь „=1О, то дй, „для границы 3/2« увеличивается почти вдвое по срав- Ф=з в 3/2 = — граница «захвата» прн двух входах в атмосферу, хтг = 2 И=2 2/! = — — при одном. йр= ! 373 нению с границей 2/1. Переход на траектории с границы 4/3 и выше такого существенного приращения дй уже не даст. Предельное увеличение ширины коридора входа будет при выходе из атмосферы с параболической скоростью (число входов й1-~-со) . бО Рис.
10.2.19. Граница эахвата на рикошетирующих траекторилх при т'ел=11 км/с; р, =400 кг1мг: т — Ьг„мьл Влл гранича П1; 2 — Влл г1г; э-алл еэ тах На рис. !0.2.20 для этого случая показана верхняя граница высоты коридора входа в зависимости от скорости входа СА в атмосферу ьт,„и аэродинамического качества К. Нижняя граница коридора входа ограничена траекториями входа с лтллл= 10. Ьвлн 00 10 Уен гн1с Рис. 1О. 2 20. Зависимость границ коридора входа от скорости входа У,„ и качества К при р„=500 кг(млс и ,„ = 10 Полет по верхней границе коридора происходит при отрицательном значении аэродинамического качества СА (аппарат перевернут), а по нижней границе — при положительном.
В этом случае СА входит в атмосферу прн максимальном положительном значении качества К, а затем выходит на изоперегрузочную траекторию с заданным и „. Для полета по этой траектории необходимо изменение либо лобового сопротивления в случае баллистического спуска (регулируемые тормозные устройства), либо подъемной силы (изменение угла крена), или изменение того и другого (изменение угла атаки СА). 374 Рикошетирующие траектории спуска можно использовать для маневра выхода КА на орбиту спутника планеты при торможении в атмосфере.
«Коридор входа» для таких траекторий будет лежать между границей захвата 2/! и границей выхода с параболической скоростью (/У сю). При входе по верхней границе коридора (скорость выхода из атмосферы близка к У„,р) КА при выходе нз атмосферы даются корректирующие импульсы (один нли два) для выхода на вытянутую эллиптическую орбиту. При входе по нижней границе КА корректирующими импульсамн переводится на низкую околокруговую орбиту.
Посадка СА на поверхность планеты производится с этих промежуточных орбит. Как показано в $2 гл. УП1, использование такого маневра позволяет существенно снизить энергозатраты в схемах полетов с выходом на орбиту ИСП. Кроме того, выход на орбиту ИСП существенно облегчает задачу посадки КА в заданный район поверхности планеты. Однако реализация этой схемы полета сужает коридор входа КА в атмосферу планеты, что может существенно повысить требования и точности систем навигации и управления КА на участке как межпланетного полета, так и в атмосфере. й 3.
СПУСК КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ В АТМОСФЕРАХ ПЛАНЕТ Непосредственное исследование физических условий на поверхности планет требует посадки космических аппаратов. Первыми аппаратами, осуществившими торможение в атмосфере планеты, были СА советских межпланетных станций «Венера». Осуществлена первая посадка советского КА на поверхность Марса с торможением в его атмосфере. Разрабатываются проекты КА для зондирования атмосферы Юпитера. Все планеты с точки зрения посадки КА можно разбить на два типа: — планеты с плотной атмосферой, в которой космическая скорость может быть погашена полностью (КА тормозится до скорости равновесного падения или планирования); — планеты с разреженной атмосферой, в которой можно лишь частично погасить космическую скорость.
К первому типу относятся Земля, Венера и планеты юпитеровой группы (Юпитер, Сатурн, Уран и Нептун), ко второму— Меркурий и некоторые крупные спутники планет юпитеровой группы. Марс можно отнести к промежуточному типу планет. Его атмосфера достаточно разрежена, чтобы полностью погасить космическую скорость КА с умеренными значениями нагрузки на лоб р„=400 — г600 кг/м» при больших углах входа в атмосферу, но позволяет полностью затормозить СА с р,=60 —:100 кг/м» (тормозные устройства, большой экран и пр.).
375 цлм тпп Ю 104 твмх1 г 104 гооо 10 яю 1 104 1000 о зо -бо 0' в и Рис. 10.0.1. Зависимость максимальньст и, и 1. от Ь „при 'т'„=б км1с, К=О Рис. 1О.о.г. Зависимость Я и Тисе от угла ввода Вья, К О На рис. 10.3.1 и 10.3. 2 приведены основные характеристики траекторий баллистического спуска в зависимости от угла входа в атмосферу О,„н удельной нагрузки на лоб рк. Общий характер зависимостей такой же, как и при спуске в атмосфере Земли, =-№ О,ккал/мг Тк 1, пят км 1000 гг 104 4000 Л" 10+ боо г 104 гооо 104 1000 0 О иь.
кчг Рис. 1О.0.4. Влияние У„„на Я и Т при р,=ббо кг/мй К=О 7 Ч,км10 вл Рис. !ОЗЗ. Влияние У, на и иь* и Ь при р,=обо кг/мь, К=О однако максимальные перегрузки л существенно меньше. Примерно на порядок меньше интегральные тепловые потоки Я. Влияние скорости входа в атмосферу Марса на характеристики 376 Спуск космических аппаратов в атмосфере Марса Рассмотрим спуск КА, входящих в атмосферу Марса непосредственно с траектории межпланетного полета. В этом случае аппарат может входить в атмосферу с гиперболической скоростью и углами, входа от 0„= — 90' до малых на границе захвата аппарата атмосферой.
траекторий спуска показано на рис. 10.3.3 и 10.3.4. Общий характер зависимостей такой же, как при спуске в атмосфере Земли. На рнс. 10.3.5 показано влияние изменения логарифмического градиента плотности р= — (экспоненциальная атмосфера 8$' 17Т д=йчб-ОЛ ) На ХараКтЕрИСтИКИ траЕКтсрнй СПуСКа. ДИаПаЗОН изменения (1 взят с учетом возможного разброса из-за неполного и О,еяелочт б К 4 2000 1000 0 ,Оо« йааб Оааб р, т)клт знания физических характеристик атмосферы Марса. Наиболее существенно изменение р влияет на максимальные перегрузки лж„.
С увеличением р несколько уменьшаются интегральные тепловые потоки Я, дальность полета Ь и температура Т „изменяются незначительно. Неточное знание плотности на поверхнолл де» Огт =-ОО Оккег/лт,ТмегК В 90' «а 21 10г мое — я, 10 г то' 2000 0 Оа 0 о 01 42 од 0«к о 01 ог оз о» к а) ' Рчс.
1О. 3, 6. Влияние аэродинамического качества К на карактеристики спуска при р, чао кг/мч, т'ч*=б кмlс стн планеты ос не сказывается на таких характеристиках, как л,„, Т „и Я, а приводит лишь к изменению высоты зоны действия лщчя и Тжчк ". Из анализа характеристик траекторий спуска в атмосфере Марса при скорости входа т',ч, близкой ко второй космической ()~„р=5 км/с), видно, что условия спуска КА на Марс сущест- * При полном торможении КА. 377 Рис. 10.8.б. Влияние логарифмического градиента плотности р на карактеристики спуска при р, ббо кг1м', К=О, — ~' 1,»» гоо г 1О« 1ОО 1 104 о 0 10 10 1000 ио' рооо 0010ч Хаа пенно мягче, чем при спуске на Землю в аналогичных ситуациях Однако по допустимому уровню перегрузок (п,к=10) спуск аппаратов с экипажем возможен лишь при малых углах входа (0,„=15 —:17').
На рис. 10.3.6 показано влияние аэродинамического качества К на характеристики траектории спуска. Видно, что, как и для Земли, аэродинамическое качество К снижает максимальную перегрузку и „ при малых углах входа, но мало влияет на нее при больших углах входа. Изменение температуры Т „в зависимости от К незначительно. Таковы основные характеристики при спуске в атмосфер Марса с траекторией межпланетного полета. Рассмотрим характеристики траекторий спуска с орбиты спутника Марса. Зависимость основных характеристик траектолл гтамл 500 таски В О, клав/м тоу тоо гооо 5500 5Г = т500 .500 О О -5 -тв -Г5 -гп ВВ, О -5 -тв -М -ГО Ве„ ,Р тоо а) б) Рис. ГО. О. 7.
Зависимость карактеристик траекторий спуска от О„ и р при Уел=ОД м/с, К=О рий спуска от угла входа в атмосферу Марса О„и удельной нагрузки на лоб р, приведена на рис. 10.3.7. Качественный характер зависимости такой же, как и при спуске с орбиты ИСЗ. Минимальное значение перегрузки и „=1,5, ег то время какдля Земли лги,„=8. Интегральные тепловые потоки Я при спуске с орбиты спутника Марса примерно в 20 раз меньше, чем с орбиты ИСЗ. Спуск космических аппаратов в атмосфере Венеры Скорость входа в атмосферу Венеры непосредственно с траектории межпланетного полета ь'„=10,5 —:!1,5 км/с прн полете с Земли по траектории минимальной энергии. Такие характеристики, как время спуска г и дальность полета г'., мало отличаются от этих же характеристик для Земли.
Не очень сильно отличаются также Т „и Я. На рис. 10.3.8 показано изменение баллистических и тепловых характеристик в за~висимости'от 8„ и нагрузки на лоб р„. На рис. 10.3.9 и 10.3.10 приведены основ- дтд ные характеристики траекторий баллистическопо и планирующего спуска при углах входа, близких к границе захвата. Видно, что при увеличении К граничный угол О,„возрастает, как и для еяес и ее яю мю /е м 788 яю 0 -10 -60 уее В -30 -63 ум о в> Рис, 10.3.8. Влияние угла входа Е,„на характеристики баллистиче- ских траекторий ири тех=10,7 км/сс К=01 0=0.167 1/км случая спуска в атмосфере Земли.
Точно так же возрастает при В, значение Я при увеличении К. Влияние удельной нагрузки на лоб рк на максимальные перегрузки и „, температуру Т „ лхвуах Е,тыс.км Рис. 1О. 3. У. Влияние угла входа е„и какества К на иерегрувки а , и дальность колета В яри т'ьь= 10,7 км/с; р =е00 кг/м'; 0=0,167 1/км '10 и интегральные по времени тепловые потоки Я показано на рис. 10.3.11. Видно, что увеличение р, мало влияет на и „, но существенно увеличивает Тш„и Я. На рис.
10.3.12 показано вли- 379 гп !Оч !и !и' П 5 03 Рис. !0.3. 1О. Влияние угла влада В„и качество К на !г и Т ., при Ч»»»=10,7 км/с; р =400 кг/м'; 0=0,167 1/км »вел»" ямм !500 Ь 55РЬ Ч500 и !ЬЬ !ЬЬ 500 ЧЬО Ьппр»впби Рис. !0.8.11 Влияние удельной нагрузки на лоб р на и ., и Т ., при т»»=107 км/с; К=О: 0=0,/б7 1/км ° 9 бтввЧег вмв, НИЬ» !Ь !О !0~ !Ь !Ь 0 Ц! а1 К Рис.
10.8. !7. Зависимость перегрузки п,„и теплопотоков (! от качества К и нагрузки на лоб р для траекторий на границе заквата при »'»»= =10,7 «м/с! В=О,!б7 1/км 380 гкн в гвпп 100 вп 1гоп ВОО упп гп о о 7ПОО Оооо ЬООО гооо Рис, 10.3. 13. Влияние ф на характеристики траекторий спуска при ель=107 км/ст р,=400 кг/мг г,кн в 10000 Рис. 10. 3. 14. Зависимость перегрузки пюьх и дальности г. от угла вхо- 11000 да О „ при =7,13 км1с; р =400 кг1мг, 0=0,167 11км .Оопп г 381 якие К на л „и Я на границе захвата.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
