Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (2-е изд., 2013) (1246775), страница 55
Текст из файла (страница 55)
Изоперегрузочныйрежим сохраняется до тех пор, пока прогнозируемый промах не окажется меньше46 км. В этот момент начинает отслеживаться некоторая номинальная траектория,задаваемая в виде зависимости скорости и вертикальной скорости от перегрузки.Эта опорная траектория формируется в БЦВМ на основе информации о фактическом движении. В результате определяется участок 3–4 управляемого подъемадо условной границы атмосферы.
Далее следует участок 4–5 полета за пределамиатмосферы, за которым управление сводится к поддержанию требуемой ориентации аппарата. В точке 5, соответствующей второму погружению в атмосферу,начинается конечный участок управления. Здесь используется номинальная траектория спуска, вычисленная предварительно в предположении, что полет будетпроисходить с некоторым средним значением эффективного аэродинамическогокачества. Вместе с параметрами номинальной траектории как функциями скоростив памяти БЦВМ хранятся передаточные коэффициенты, пропорциональные функциям влияния, которые используются при формировании командного угла крена.Рис.
6.13. Зависимость ускорения от скорости для траектории входа в атмосферу отсекаэкипажа КК «Аполлон»Если прогнозируемая дальность мала, то исключается участок 3–4 управляемого подъема. Если дальность велика, то обходится изоперегрузочный участок 2–3.В процессе управления блок ограничения перегрузки корректирует командный уголкрена, когда появляется опасность превышения допустимого уровня перегрузки.Блок управления боковым движением выдает команды на изменение знака угла.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»6.3. Управляемая траектория СА с малым аэродинамическим качеством (k = 0.3)269крена, если прогнозируемый промах по боку превышает некоторое допустимое значение, меняющееся по траектории спуска.
Переворот осуществляется пократчайшему пути. Для уменяющееся числа переворотов, в конце траекториивводится дополнительная зона нечувствительности по боковому промаху. Темне менее, в обычной ситуации такой способ управления приводит примернок четырем переворотам аппарата. При полете космического корабля «Аполлон-10»реализовались даже шесть переворотов [6.14].
Заметим, что каждый переворотсвязан с дополнительным расходом топлива на реализацию движения относительноцентра масс.Цикл решения навигационной задачи и формирования командного угла кренасоставляет 2 с [6.17]. Навигационный блок вычисляет векторы положения и скорости, используя информацию от трех взаимно ортогональных акселерометров,установленных на гиростабилизированной платформе.На рис. 6.14. показан пример регулирования угла крена, а также изменениетекущего промаха в процессе спуска отсека экипажа космического корабля «Аполлон».
Дальность спуска составляет 3 700 км, а угол ухода — 6◦ . Как следует изРис. 6.14. Регулирование командного угла крена и текущего промаха на траектории входаотсека экипажа КК «Аполлон» (угол входа −6◦ , дальность спуска 3 700 км).Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»270Глава 6. Вход в атмосферу и посадкаприведенных зависимостей, прогнозируемый промах по дальности достаточногладко сводится к нулю, в то время как командный угол крена имеет частые изломы.6.3.4. Траектория входа с гиперболической скоростью.
Если при выбраннойконфигурации СА увеличивать скорость входа в атмосферу, то коридор входабудет сужаться. При некоторой величине скорости входа может оказаться, чтопогрешность решения навигационной задачи не обеспечивает попадания в этоткоридор входа. В таком случае нельзя гарантировать безопасную посадку СА.Как уже отмечалось ранее, до скоростей порядка 15 км/с могут использоватьсяспускаемые аппараты типа «Зонд» и «Аполлон», имеющие постоянный балансировочный угол атаки (около — 25◦ ) и управляемые только по крену.
Однакопри возвращении даже от ближних планет Солнечной системы скорость входав атмосферу Земли может существенно превысить указанную величину, особеннопри реализации «ускоренных» траекторий полета. Для скоростей входа больше15 км/с целесообразно использовать аппараты менее затупленной формы, имеющиебольшее аэродинамическое качество [6.11, 6.17].Именно с увеличением аэродинамического качества связано одно из возможныхнаправлений расширения коридора входа. При этом балансировочный угол атакиостается почти постоянным. Второе направление состоит в применении регулирования не только по крену, но и по углу атаки.
Еще более эффективным оказываетсяобъединение этих направлений.Численные исследования показывают, что при величине аэродинамическогокачества не выше 0.5 дополнительное регулирование по углу атаки не позволяет получить заметного расширения коридора входа. Если же аэродинамическоекачество СА больше 1, то дополнительное регулирование по углу атаки позволяетсущественно расширить коридор входа.
При этом с увеличением аэродинамического качества увеличивается и коридор входа [6.7].Регулирование балансировочного угла атаки технически может быть реализовано, например, с помощью реактивной системы стабилизации или аэродинамических поверхностей. Применение двигателей стабилизации требует значительногозапаса топлива, так как время полета в атмосфере достаточно велико (порядка сотенили даже тысяч секунд).
При использовании аэродинамических рулей возникаетпроблема их защиты от обгара при полете в атмосфере.Анализ рациональной формы СА, обеспечивающей расширение коридора входаи уменьшение теплового потока, показывает, что аппарат должен иметь хорошообтекаемую конфигурацию с малым радиусом затупления носовой части, иметьбольшие значения коэффициентов подъемной силы Cy и лобового сопротивленияCx при больших углах атаки и малые значения этих коэффициентов при малыхуглах атаки. Как представляется, такой аппарат по своей конфигурации долженприближаться к самолетной схеме [6.5].При входе СА в атмосферу Земли с гиперболической скоростью обычно рассматривают следующие этапы полета. В начале входа выдерживается наибольшийвозможный угол атаки, а за счет поворота по крену подъемная сила направляетсявверх, если траектория проходит вблизи нижней границы коридора входа, иливниз, если траектория проходит вблизи верхней границы.
На траектории, соот-.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»6.4. Планирующий спуск в атмосфере271ветствующей середине коридора входа, появляется возможность промежуточногорегулирования по крену в допустимом диапазоне.Когда перегрузка достигает максимально допустимой величины nal , происходитуменьшение угла атаки для обеспечения изоперегрузочного режима, т. е. полетас постоянной перегрузкой n(t) ≈ nal .
Такой режим позволяет наиболее эффективноуменьшать скорость полета СА. Если при уменьшении угла атаки до минимальновозможного (в пределе — до нуля) перегрузка обнаруживает тенденцию к росту,можно за счет выбора угла крена сделать траекторию более пологой и замедлитьтемп снижения.После гашения скорости примерно до параболической наступает третий этапполета, управление на котором аналогично применяемому для околопараболических скоростей входа.Итак, гиперболическая траектория входа отличается главным образом наличием изоперегрузочного участка, который оказывается наиболее сложным из-заинтенсивных аэродинамических и тепловых нагрузок.6.4. ПЛАНИРУЮЩИЙ СПУСК В АТМОСФЕРЕСпуск ЛА с большим аэродинамическим качеством в атмосфере Земли представляет особую сложность в техническом отношении.
Одна из проблем обусловленанедостаточной ясностью всех аэродинамических факторов полета в атмосфереаппарата с качеством k > 1 при изменении чисел M от 28 до M 1. Другойпроблемой является существование очень жестких по условиям нагрева ограничений на траекторию полета и движение аппарата относительно центра масс.Свои допустимые значения температуры существуют не только в критическихточках, но и в других зонах поверхности.
Последнее объясняется тем, что в целяхминимизации суммарной массы теплозащиты обычно используется несколькотипов теплозащитных покрытий.Третья проблема связана с необходимостью высокоточного приведения аппарата на аэродром при одновременном выдерживании посадочной скорости и угловзахода на посадочную полосу. Маневр захода на посадку может быть пассивным(чисто аэродинамическим) или активным (с использованием специальных посадочных авиационных двигателей).Ниже обсуждается задача оптимального маневрирования в атмосфере из условия получения максимальной боковой дальности с учетом ограничений по нагревуи перегрузке [6.18].6.4.1.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
