Типовая структура массово-центровочной сводки системы спасения

Таблица 3

		Мi, кг	Хi, м
1	Каркас
1.1	приборно-агрегатный отсек
1.2	крыло с приводами
1.3	горизонтальное оперение с приводами
1.4	вертикальное оперение с приводами
1.5	основное шасси
1.6	носовое шасси
1.7	Обтекатели
1.8	теплозащита корпуса
2	Оборудование
2.1	воздушно-реактивная двигательная установка
2.2	основной топливный бак ВРДУ
2.3	расходный топливный бак ВРДУ
2.4	реактивная система управления
2.5	турбогенератор с топливом
2.6	гидросистема с гидрожижкостью
2.7	система энергопитания
2.8	система распределения энергии
2.9	комплекс автономного управления КРБ
2.10	бортовой измерительный комплекс
2.11	тормозной парашют
3	Рабочие жидкости и газы
3.1	топливо ВРДУ в основном баке
3.2	топливо ВРДУ в расходном баке
3.3	топливо РСУ и газы наддува
4	Конструкторский запас
	Система спасения

Сравнение схемы теплового нагружения КРБ и наиболее близкого к нему по режимам движения ЛА - орбитального корабля (ОК) МТКС – показывает, что они существенно различаются, поскольку максимальная скорость полета КРБ, определяющая величину конвективного удельного теплового потока (пропорционального кубу скорости), в 3.5-4 раза ниже, а продолжительность воздействия теплового потока ( >10 ккал/м² с) не превышает 1,5-2 минут. В связи с чем вклад теплозащитного покрытия (ТЗП) в массовую сводку КРБ значительно меньше, чем у ОК, причем значительная часть поверхности не нуждается в наличии специального покрытия, защищающего конструкцию КРБ. Эти особенности термодинамики значительно расширяют количество возможных вариантов конструктивного исполнения ТЗП КРБ, в частности, за счет рационального использования неохлаждаемых конструкций, теплопоглощающих покрытий и систем активного охлаждения наиболее теплонапряженных участков.

С другой стороны, схема теплового нагружения КРБ принципиально отличается и от расчетных режимов, под которые проектируются конструкции самолетов и беспилотных ЛА с высокой сверхзвуковой скоростью полета. Для последних характерен установившийся крейсерский полет, сопровождающийся прогревом не только обшивки, но и силовых элементов конструкции, вследствие чего аэродинамические поверхности самолетов на углеводородном топливе проектируются, как правило, в виде «горячих» конструкций.

Таким образом, вследствие особенностей режимов движения КРБ на начальном участке маневра возврата, одним из наиболее сложных аспектов доводки аэродинамической схемы КРБ и конструкции его теплозащиты является не столько выбор варианта ТЗП, сколько борьба с локальными высокотемпературными зонами, образующимися вследствие взаимодействия с крылом и оперением ударных волн и отрывных течений, а также прогревом корпуса КРБ на больших углах атаки. Типичным примером такой зоны является появление высокотемпературной области пересечения головного скачка, генерируемого передним отсеком корпуса, с крылом.

Из приведенного анализа траектории полета КРБ следует, что путем соответствующей доводки аэродинамической схемы и режимов движения имеется принципиальная возможность обеспечить режим нагружения силовых элементов конструкции КРБ в части нормальной перегрузки и скоростного напора (за исключением удельных тепловых потоков) на уровне дозвуковых транспортных самолетов. Это позволяет в процессе синтеза облика КРБ использовать методики весового проектирования самолетов при соответствующем учете особенностей его тепловых режимов.

На этапах предварительного и эскизного проектирования расчет массы отдельных систем и агрегатов планера и ДУ целесообразно проводить с использованием полуэмпирических формул, полученных путем статистической обработки большого количества существующих проектов, изложенных в методической литературе по проектированию самолётов. При выводе формул используется методический подход, основанный на декомпозиции установочной массы агрегата, фигурирующей в весовой сводке, на массу силовых элементов, воспринимающих внешние нагрузки и массу вспомогательных элементов, обеспечивающих его установку на ЛА и функционирование.

Методика расчёта массы агрегатов системы спасения реализуется следующим образом..

1. Проектируется одноразовая РН с массовыми характеристиками, обеспечивающими выведение ПН заданной массы не опорную орбиту. Для этого заполняется обобщённая таблица с массовыми характеристиками РН (табл.2), используемая для баллистических расчётов. Масса конструкции первой и второй ступеней рассчитывается в функции произвольно назначенного рабочего запаса по статистическим зависимостям (см. п.1.2.4), при этом масса первой ступени, в качестве которой используется КРБ, увеличивается за счёт дополнительных агрегатов системы спасения на 75-70 %, по сравнению с одноразовой ступени с тем же рабочим запасом топлива. По результатам баллистических расчётов уточняются рабочие запасы топлива с учётом ограничений на параметры отделения КРБ (см.п. 1.2). При этом аэродинамические характеристики одноразовой РН, используемые при проведении баллистических расчётов участка выведения первой ступени, корректируются за счёт наличия аэродинамических поверхностей в сторону увеличения коэффициента силы лобового сопротивления ≈ на 30-40 %, а коэффициента подъёмной силы ≈ на 10-20 %, Таким образом, по результатам баллистических расчётов определяются лимитные массы одноразовой ступени и массы её системы спасения. Далее масса одноразовой ступени уточняется по методике изложенной в п.1.2. и в случае значительного несовпадения расчётной и фактических масс проводятся повторные баллистические расчёты.

2. Разрабатывается облик и объёмная компоновка КРБ (рис.7) и определяются габариты и схемы расположения систем и агрегатов. В качестве основы для компоновки систем и агрегатов КРБ используется спроектированная выше одноразовая ступень РН, являющаяся корпусом КРБ. Облик КРБ формируется руководствуясь требованиями со стороны самолётной аэродинамики, в первую очередь в части центровки КРБ, центр масс которого на участках манёвра возврата и крейсерского полёта должен располагаться ≈ на 25 % средней аэродинамической хорды крыла (Всах).

Рис.7 Типовая компоновка корпуса КРБ

3. Используя компоновку КРБ проводится укрупненный весовой расчет установочной массы агрегатов. Расчёт начинается с определения массы крыла и включает выполнение следующих операций:

-расчет массы силовых элементов (обшивки, продольного и поперечного набора);

-расчет массы вспомогательных элементов (теплозащиты, взлетно-посадочной механизации, узлов подвески, технологических разъемов);

-определение суммарной массы агрегата и установочных коэффициентов для учета дополнительных элементов, обеспечивающих сборку агрегата и его функционирование в составе ЛА;

-расчет установочной массы агрегата.

В методике расчета массы агрегатов системы спасения КРБ используются следующие условные обозначения:

- коэффициент расчетной перегрузки ( = );

- расчетная масса КРБ;

-полная расчетная площадь крыла и площадь его трапециевидной части;

- расчетный размах крыла ( = ;

- удлинение, сужение и стреловидность по 1/4 хорд;

- угол стреловидности по линии хорд;

-относительная толщина профиля по потоку в корне трапециевидной части крыла;

- коэффициент разгрузки крыла у борта;

- площадь и расчетный размах закрылка ( ;

- относительная толщина и угол стреловидности закрылка в убранном положении;

- угол отклонения закрылка в выпущенном положении;

- скорость полета (км/ч) при выпуске закрылка на максимальный угол;

Для расчета массы силовых элементов крыла и закрылков умеренного и большого удлинения используется формула Торенбика

, (15)

где - коэффициенты, учитывающие массу дополнительного материала и сужение крыла в плане ;

-коэффициент, учитывающий влияние схемы крыла (для свободнонесущих крыльев =1);

-коэффициент, учитывающий влияние расположения шасси (шасси крепятся на крыле =1, шасси на крыле отсутствуют =0.95);

- масса крыла, найденная в первом приближении;

-коэффициент, учитывающий тип и схему расположения двигателей (2 двигателя на крыле =0.95, 4 двигателя на крыле =1.00, двигателей на крыле нет =1.05).

Масса закрылков без приводов рассчитывается по формуле

, (16)

где - коэффициент, учитывающий сложность конструкции и кинематические схемы закрылка и имеющий значения. Как показывает анализ с учётом тепловых ограничений на КРБ могут использоваться простейшие варианты поворотного закрылка (Ккз=1.0)..

Одним из факторов, увеличивающих суммарную массу крыла, является наличие технологических разъемов. Получаемое за счет этого приращение массы определяется формулой

(17)