Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (3-е изд., 2015) (1246992), страница 71
Текст из файла (страница 71)
Для использования силы тяжести угол тангажа СН должен быть352Глава 8. Динамика воздушного стартапорядка 6◦ ÷ 7◦ . После разделения головной частью вперед, РН будет статическинеустойчивой, так как ее аэродинамический фокус расположен впереди центрамасс.Десантирование кормовой частью вперед необходимо в случае, когда РНнаходится в транспортно-пусковом контейнере и выбрасывается под действиемпорохового аккумулятора давления, создающего давление газов порядка 1 кгс/см2 .Головной обтекатель не может выдержать такое давление, а сопло маршевого двигателя первой ступени способно выдержать указанное давление. При десантированиикормовой частью вперед РН статически устойчива, так как ее аэродинамическийфокус расположен за центом масс.После десантирования РН должна быть ориентирована почти вертикальноперед включением маршевого двигателя первой ступени. Этот маневр может бытьреализован с помощью стабилизирующего парашюта или специальных двигателейуправления угловым движением.
С момента включения маршевого двигателя и довыхода на орбиту траектория РН не отличается от обычного наземного старта.8.1.3. Основные проблемы воздушного старта. Наряду со всеми преимуществами, воздушный старт порождает некоторые специфические проблемы, которыетребуют решения.Десантирование необходимо для отделения РН от СН. В процессе этого маневра необходимо обеспечить безударное расхождение и некоторую относительнуюскорость РН. При этом желательно использовать почти всю начальную скорость,которую СН сообщает РН. Практически минимальные потери скорости имеютместо, когда РН размещена снаружи СН, т. е. под фюзеляжем (крылом) или надфюзеляжем. Если РН установлена внутри фюзеляжа, то ее относительная скоростьвсегда направлена назад, т. е.
начальная земная скорость РН уменьшается.Когда РН выходит из фюзеляжа, переместившись практически на полную своюдлину, и имеет угловую скорость относительно СН, то возникает опасность еесоударения нижней частью о пол (или рампу) грузовой кабины или верхней частьюо потолок грузовой кабины. Конструкция десантирующего устройства и динамикаразделения должны исключить возможность соударения РН и СН.Для каждого транспортируемого груза в зависимости от его массы существуетсвой допустимый диапазон центровок. Чем больше масса груза, тем меньшедопустимый диапазон, в котором должен располагаться центр масс груза.
Когдав процессе десантирования РН перемещается назад, общий центр масс также смещается назад. Основное требование статической устойчивости являетсярасположение общего центра масс СН и РН в допустимом диапазоне. Отсюдаследует ограничение на максимальную массу РН для заданной массы СН в моментдесантирования. Для существующих тяжелых транспортных самолетов C-17A, C-5,Ан-124-100 десантируемая (сбрасываемая) масса в горизонтальном полете должнасоставлять не более 10 ÷ 12% от максимальной взлетной массы СН. Так, для C-17Aмаксимальная масса РН составляет 32.4 т, а для Ан-124-100 максимальная массаРН составляет 49.5 т [8.1].Если требуется увеличить стартовую массу РН сверх указанных величин, тонеобходимо создать специальные условия перед десантированием.
Когда вер-8.1. Схемы полета353тикальная перегрузка (ny ) меньше, чем 1, то сила веса, приложенная от РНк СН, уменьшается соответственно, и нагрузки на РН в процессе десантированиятакже уменьшаются. Например, маневр «горка» с переходом к квазиневесомости(ny ≈ 0.2) позволяет существенно увеличить стартовую массу РН и тем самыммассу выводимой полезной нагрузки. Конечно, СН должен быть способнымвыполнить такой маневр. Кроме того, этот маневр является очень скоротечными ответственным. Как правило, экипаж СН не в состоянии выполнить качественноэтот маневр.
Поэтому такой маневр следует выполнять в автоматическом режиме.Точность начальных параметров движения РН. Подвижный старт может порождать отклонение начальных параметров движения РН от номинальных величин.Причины начальных ошибок и их возможные величины анализируются в п. 8.2.Для некоторых задач эти ошибки не являются критичными, но отдельные задачитребуют компенсации начальных ошибок движения РН в процессе управления наактивном участке.
Например, задача встречи с орбитальной станцией в конце активного участка. Такая компенсация не должна достигаться за счет существенногоуменьшения выводимой полезной нагрузки. Концепция возможного управлениярассматривается в п. 8.3.Безопасность транспортной космической системы с воздушным стартом обеспечивается принятыми конструктивными решениями и выбранной последовательностью динамических операций. В частности, использование экологическибезопасных компонентов топлива уменьшает воздействие на окружающую среду.Общая безопасность системы может быть обеспечена за счет высокой надежности компонент СН и РН, особенно маршевых двигателей РН.
Эксплутационнаябезопасность обеспечивается за счет выбора маршрутов полета СН к месту стартаРН над малонаселенными местами или над открытым океаном. Воздушный стартможет осуществляться над открытым океаном, достаточно далеко от районов активного судоходства вблизи побережья. Место старта может быть легко перемещено,так что не существуют ограничения по судоходству в месте старта или в районепадения ускорителя первой ступени.В момент запуска маршевого двигателя первой ступени РН расстояние отСН должно обеспечивать безопасность в любой аварийной ситуации.
Выборэтого расстояния является компромиссом между потерями полезной нагрузки изза задержки запуска маршевого двигателя первой ступени и безопасностью СНдаже в случае взрыва РН при запуске двигателя (см. п. 8.4). Высокая надежностьдвигателя не может полностью исключить возможность его взрыва, и такой случайнеобходимо рассмотреть с учетом обеспечения безопасности экипажа и необходимости спасения людей в любой ситуации, вплоть до покидания СН в аварийнойситуации.В случае несостоявшегося старта СН может совершить посадку только с пустойРН, т. е. без топлива в баках.
Так, твердотопливная РН должна быть простосброшена из СН. У жидкостной РН компоненты топлива должны быть удаленыиз баков. Например, керосин может быть перекачен в баки СН, а жидкий кислородслит за борт.Для жидкостной РН необходимо обеспечить расположение топлива у заборногоустройства, чтобы запуск двигателя и его работа проходили надежно.354Глава 8. Динамика воздушного стартаНиже представлены два перспективных проекта систем воздушного старта дляиллюстрации возможных конструктивных и баллистических решений.8.1.4. Два перспективных проекта: Quick Reach и «Воздушный старт». Разрабатываемый в США проект системы Quick Reach («Быстрая досягаемость»)включает двухступенчатую жидкостную РН воздушного старта, которая, как ужеотмечалось, способна доставить на низкую околоземную орбиту полезную нагрузку массой порядка 590 кг [8.2]. Используемый в качестве СН C-17A может бытьлегко трансформирован (за несколько часов) для обычных грузовых перевозок.К месту старта C-17A будет лететь над открытым океаном для выполнениязаданной программы.
За несколько минут до старта СН выходит на угол тангажа6◦ , давление в грузовой кабине снижается до атмосферного и задняя грузовая дверьоткрывается. За 15 с до старта выпускается тормозной парашют, который крепитсяк соплу маршевого двигателя первой ступени. По команде на запуск (T = −6.3 с)РН освобождается от связей, а затем под действием силы тяжести и тормозногопарашюта вытягивается из СН. После выхода из СН происходит увеличениеугла тангажа РН из-за возвышения конца грузовой рампы. Десантирование РНзанимает около 2.8 с, причем в момент выхода РН имеет относительную скоростьпорядка 9 м/с, которая направлена от СН. Тормозной парашют демпфирует угловуюскорость по тангажу, и через 6.3 с от момента выхода РН из СН угол тангажадостигает 80◦ .
В указанный момент (T = 0 с) парашют отделяется и запускаетсямаршевый двигатель первой ступени. РН находится на расстоянии свыше 60 мот СН, имеет вертикальную скорость — 30 м/с и удаляется от СН со скоростьюоколо 15 м/с, двигаясь в том же направлении. В процессе гашения вертикальнойскорости падения до нуля РН теряет около 230 м высоты. Затем РН движется вверхи пересекает высоту старта на расстоянии 400 м сзади СН через 12 с от моментавключения маршевого двигателя. С этого момента начинается обычная траекториявыведения с гравитационным разворотом (т.
е. с почти нулевым углом атаки).РН Quick Reach имеет длину 20 м при диаметре 2.5 м. Начальная масса 33 т.Используются компоненты топлива жидкий кислород и жидкий пропан. Давлениев баках достигает 13.6 кгс/см2 с вытеснительной системой подачи топлива. Такоеконструктивное решение позволило исключить дорогие элементы: турбонасосныйагрегат и газогенератор. Тяга маршевого двигателя первой ступени достигает77.6 тс, а тяга маршевого двигателя второй ступени составляет 10.9 тс.Для десантирования РН из СН используется специальный транспортно-пусковой контейнер. Он состоит из двух рядов обычных авиационных колес диаметром45 см, по которым скатывается РН. Когда РН выходит из СН, она «задирает»носовую часть с угловой скоростью около 30 град/с в момент переваливания черезкрай рампы СН.
Тормозной парашют оказывается достаточным для гашения этойугловой скорости в течение 3 с [8.3].СН C-17A может лететь к заданному месту старта несколько часов. При возникновении аварийной ситуации на борту, в любой момент допускается аварийныйсброс РН. В этом случае все компоненты топлива могут быть удалены менее чемза 30 с.8.1. Схемы полета355Летные испытания метода десантирования под действием силы тяжести подтвердили простоту, безопасность и надежность воздушного старта из немодифицированного грузового самолета.Космическая транспортная система «Воздушный старт» (Россия) разрабатывается для доставки на орбиты легких космических аппаратов [8.4].
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
