Соловьев Ц.В., Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полетов (1973) (1246634), страница 56
Текст из файла (страница 56)
На рис. 10.3.13 показано влияние изменения параметра атмосферы р на характеристики траекторий спуска. Угвеличение р мало влияет на Я, но заметно изменяет и„„„. 0вквл г,к' и И10г 300 Рис. 10. 3. 13. Зависимость величины тепловых аотоков О и Т„„от нагрузки на лоб р, нри Р=0,107 1!км; Рве —— =7,13 км1с; К=0 30 130 730 330 430 р, унт Рассмотрим характеристики траекторий при спуске с орбиты спутника Венеры. Характер кривых и параметры траектории близки к таковым при спуске с орбиты ИСЗ. На рис. 10.3.!4— 1О.
3.!б приведены кривые изменения основных характеристик траекторий спуска в зависимости от угла входа в атмосферу 0„ и удельной нагрузки на лоб р„. Минимальные перегрузки л ик получаются почти такие же, как и для Земли. Несколько увеличены интегральные тепловые потоки. $4. ОПТИМИЗАПИЯ ПАРАМЕТРОВ СИСТЕМ МЯГКОА ПОСАДКИ СА Рассмотрим последний участок полета СА — участок контакта с поверхностью планеты.
При спуске в атмосфере Земли, начиная с Ь=15 —:20 км, СА переходит на режим установившегося вертикального падения (баллистический спуск) или на режим планирования (планирующий или «скользящий» спуск). Система посадки (приземления) должна обеспечить безопасное приземление СА с допустимыми перегрузками.
Желательна также возможность маневра для выбора посадочной площадки. Рассмотрим некоторые возможные варианты систем мягкой посадки СА. Наиболее простой, по-видимому, является парашютная система. Для достижения допустимых перегрузок при контакте с поверхностью необходимо применение амортизирующих устройств (надувные мешки, колесное или лыжное шасси с аморти- 882 бж 4000 б ЕЯ 3000 4 1011000 213" 1000 Парашютная система с амортизацией зацией и пр.).
При спуске контейнеров с грузом или автоматиче- ских СА допустимые перегрузки могут быть достаточно высо- кими (л=50), и можно использовать амортизацию контейнера с грузом или аппаратурой внутри СА. При спуске СА с экипа- жем (допустимая ударная перегрузка не более я=15 —:20) необ- ходимо применение внешних амортизирующих устройств с боль- шим ходом (шасси). Работа, приходящаяся на шасси, 0У~~ А= пр +Оя=П05Ч, 2е где 6 — вес СА в момент приземления; Упр — скорость приземления (скорость парашютирования); 5 — ход амортизации; т) — коэффициент полноты диаграммы обжатия амортизации (т)=05 для пружинной и т)=06 —:08 для пневмогидравлической амортизации). Перегрузка при работе амортизации ! пр+ 2лз и= Относительную массу шасси можно подсчитать по формуле ~пс р = — =ап,э.
Ш— Коэффициент а можно приближенно принять а=0,05 —:0,06 при 8 в метрах. Относительный вес парашютной системы можно определить как О„л тпар па Рпар с где рп,р —— — — удельная нагрузка на купол парашюта; лпар 0п.с уп.р —— —" — масса парашютной системы на 1 м' поверхности ~пар кУпола (Уп„=0,18 —: 0,22 кг/ма). При выборе размеров отдельных куполов парашютной системы следует учитывать, что динамическая перегрузка при раскрытии куполов (Рпарпл пар)л-~ па= й, (Рпапсл пар)л где с„п,р — коэффициент лобового сопротивления купола парашюта (с„пар — — 0,5 —:0,8), а й — динамический коэффициент (Й=О,? —:1,0), не должна превышать допустимой. На рис.
10.4.1 приведены зависимости относительной массы парашютной системы р„, и шасси р от нагрузки на парашют 383 0„10 О,ОХ Реактивная система Посадка на парашютной системе с амортизацией сопровождается большими ударными перегрузками в момент контакта с поверхностью. Обеспечить комфортабельные условия спуска, снизив перегрузки практически до нуля («мягкая» посадка), можно при использовании реактивной системы приземления. Для этой цели возможно использование жидкостных, пороховых и турбореактивных двигателей.
Уравнения движения СА с реактивной системой приземления могут быть записаны в следующем виде (вертикальная посадка): — = — — — -ядР. ОУ 0 РУз Ю Р 2 (1О. 4. 1) — =у ш Р Р=— 1 С где дР=-~ =Р— 1; С Р вЂ” тяга РЛ. 384 пазр. С увеличением р„р возрастает вес шасси (растет У р), но уменьшается вес парашютной системы. Общая масса парашютной системы приземления с амортизацией р...=пи,+р имеет минимум при нагрузке на пара)г„с уер,гг/ шют разо=6 кг/мз, чему соот- 410 гв ветствует скорость приземлеее ния Уир=8 —;!О м/с. При ходе 0,10 10 амортизации шасси 5=0,75 пеРес .. регрузка не превышает о=15.
. Масса оптимальной парашют- 10 ной системы с амортизацией е-11 СОСтаВЛяЕт 8 — 9% От МаССЫ анр в-се паРата. Система пРиземлениЯ получается достаточно простой тес и легкой, однако при приемле- 0 мых значениях хода амортиза10реер4"' ' ции ударные перегрузки все- таки велики. Кроме того, слеРис.
10. 4. 1. Характеристики аараииотнои системы с амортизачиеа дует отметить, что посадка на в зависимости от нагрузки на аа- шасси (амортизаторы) при бораоггот ливр ковом сносе от ветра (простая амортизация в виде баллонов) может привести к опрокидыванию СА. Применение же систем с амортизаторами самолетного типа (стойки и пята-лыжа) приводит к усложнению системы. Достаточно простое аналитическое решение этих уравнений может быть получено при условиях: — плотность атмосферы постоянна (о=сопя(); — тяга реактивного двигателя постоянна (Р=сопз(); — масса аппарата не меняется (6=сопя(). Все эти условия практически выполняются на участке приземления при работе реактивных двигателей. Действительно, участок торможения не превышает нескольких сотен метров, т.
е. о=сопз1. Расход топлива также невелик, т. е. 6=сопя(. В этом случае ( 2 ~И = — УгЧ Кар ак 2р, Интегрируя в пределах от 1'.=У„„до У=О и Ь от Ь, до нуля, получим ар+ а у2 Так как торможение происходит на участке установившегося вертикального спуска (падения, где Уз,„= †), то выраже2р, ~ ние для Ь, упрощается: Ь,= — "" 1и = "" 1и Время движения получим из уравнения — У +каР ек 2Рс Интегрируя от 1=0 до 1 и от У„„ до У=О, получим Проверка этого решения по данным численных расчетов (без принятых выше допущений), проведенных на ЭЦВМ, показала удовлетворительную точность как для случая использования для посадочных ДУ ТРД (мало меняется 6, несколько больше о), гак и ЖРД (мало меняется о, больше меняется 6).
На рис. 10.4. 2 показана зависимость времени работы двигателей 1 385 в зависимости от тяговооруженности Р и нагрузки 'на лоб р„. Относительная масса топлива и баков, необходимая для торможения СА, р, = — (1+ сге). РАх Ртк Относительная масса РД определяется как рян — уяве йм и Рис. !Ц 4. 2. Характеристики систеиес яризеяяеяия с ЖРйс тя,-е,мг р„„-гге с где у„— удельная масса РД (кг/кг тяги).
Масса баков пропорциональна весу топлпва (пе составляет 5 — 10% веса топлива). ОбщаЯ масса системы 1гр,— — 1г,+1гя,. Оце- ним характеристики реактивной Т (е„ояе.т ' системы приземления с ЖРД. Для ЖРДс тягой Р=З вЂ”:5 тыс.кг 4'5 гх можно принять уя,=0,04. Характеристики реактивной системы с ЖРД приведены на рис и-мее т 4 !О. 4. 2. С увеличением тяговоору- женности реактивного двигателя гее Я возрастает относительная масйг5 5 са )гя„но уменьшается вес топлива рг из-за сокращения времени спуска (гравитационных потерь на торможение СА).
Оптимальная тягооворуженность ЖРД Р=2. При удельной нагрузке на лоб р,=500 кг/мг и удельной тяге Р„„=250 с относительной массой реактивной системы 1гр с с ЖРД равен 15 — 16%. Для реактивной системы приземления возможно применение пороховых ракетных двигателей (ПРД). Массовые характеристики такой системы приземления близки к таковым для системы с ЖРД. Недостатком реактивных систем приземления с ЖРД и ПРД является трудность обеспечения маневра в районе посадки, так как большой расход топлива ограничивает время работы двигателей (дополнительное время 51=20 —:30с работы ЖРД с тяпой, равной весу СА, требует примерно 10% запаса топлива от веса СА).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
