Траектории спуска и выбор параметров СА

Траектории спуска выбирают с учетом возможностей, создаваемых характеристиками СА, в пределах ограничений по перегрузкам и тепловым режимам, а также требований самой траектории спуска (заданный маневр, точность посадки). Указанные ограничения влияют на характеристики СА и на программы управления его движением. Рассмотрим эти вопросы применительно к задаче спуска с низких околоземных орбит (высоты 200—500 км).

Характер траекторий определяется прежде всего параметрами СА, основными из которых являются аэродинамическое качество К (см. формулу (3) и баллистический параметр

P_x = (4)

где m - масса СА.

В расчетах часто используют также параметры:

p_Y = (5)

p_M = (6)

первый из которых (5) является величиной, производной от К и p_x, а второй (6) характеризует нагрузку на мидель или крыло.

Приведенные параметры определяют соотношение между гравитационными и аэродинамическими силами и являются мерой эффективности или способности последних создавать в полете ускорения, так как

= (7)

(8)

Таким образом, возможности формирования траекторий зависят от выбора аэродинамического качества и баллистического параметра, а управление движением - от их изменения в полете.

На траектории влияют и условия входа в атмосферу, под верхней границей которой (высотой входа) понимают высоту начала заметного влияния аэродинамических сил (100—120 км). К этим условиям относят скорость входа (для спуска с орбиты около 7,6 км/с) и уголнаклона траектории, или угол входа, определяемые на указанной высоте.

Маневр на участке спуска может быть осуществлен с помощью изменения лобового сопротивления аппарата (коэффициента сопротивления или эффективной поверхности), но только в плоскости траектории, т. е. по дальности. Использование подъемных сил создает возможность маневра как по дальности, так и в боковом направлении.

В зависимости от аэродинамического качества различают следующие характерные виды спуска:

баллистический — без использования подъемных сил, как пра­вило, без управления по дальности и с большим разбросом точек посадки (около ±300 км);

планирующий — с использованием подъемных сил; обычно под ним подразумевают спуск с аэродинамическим качеством (боль­шим 0,7-1), что создает широкие возможности по маневру и обеспечению точной посадки;

скользящий, или полубаллистический,— это планирующий спуск смалым аэродинамическим качеством (меньшим 0,3-0,5), позво­ляющим снизить перегрузки и обеспечить достаточно точную по­садку, хотя и без широкого маневра; этот вид спуска используется на КК «Союз» и «Аполлон».

Рисунок 3 - Влияние аэродинамического качества и угла входа на максимальные перегрузки при спуске с орбиты

Перегрузки при спуске - один из основных траекторных параметров - зависят в основном от аэродинамического каче­ства и угла входа. Для снижения перегрузок, как видно из рисунка 3, целесообразно увеличение аэродинамического качества до 0,3-0,5 (его дальнейшее повышение влияет слабо), а угол недолжен превышать 2—3°.

Тепловые потоки, воздействующие на поверхность СА, зависят от аэродинамического качества и угла входа в атмосферу (рисунок 4). Для улучшения тепловых режимов важно, чтобы торможе­ние происходило в верхних слоях атмосферы для максимального снижения скорости до наступления пика теплового потока, Это реализуется при баллистическом спуске за счет увеличения аэродинамического сопротивления и снижения нагрузки на мидель, а для СА с большим аэродинамическим качеством - за счет увеличения угла атаки (роста коэффициентов сопротивления и подъемной силы) и снижения нагрузки на несущую поверхность. При скользящем спуске высокий коэффициент сопротивления обеспечивает тупая форма СА, а угол атаки, несколько снижая этот коэффициент, создает подъемную силу.

Во всех случаях в начальной фазе спуска с точки зрения улучшения тепловых режимов важен не режим максимального качества, а максимально возможный рост коэффициентов сопротивления и подъемной силы или снижение нагрузки на характерную площадь.

Рисунок 4 - Характер влияния аэродинамического качества я угла входа на тепловые потоки (удельный q и интеграль­ный Q):

(9)

(10)

Переносимость перегрузок при оптимальной позе человека обеспечивается вплоть до значений 25—27 ед. (максимальная по траектории спуска величина со временем действия до 5-10 с), а работоспособность до 15 ед. Для обеспечения относительного комфорта экипажа и уверенного контроля им полета перегрузки не должны превышать 4-6 ед.

Выбор параметров СА определяется прежде всего требованиями по обеспечению переносимости перегрузок, по маневру и точности посадки и по разработке тепловой защиты.

Задача надежного возвращения экипажа на Землю наиболее просто решается путем баллистического спуска с орбиты, при котором перегрузки не превышают 10 ед., а при спасении на участке выведения - 25 ед., т. е. лежат в пределах переносимых значений. Если исходить из обеспечения работоспособности экипажа, аэродинамическое качество должно соответствовать 0,15-0,2 при штатном спуске и 0,3 при аварийном с уровнем перегрузок 4-5 и 15 ед. соответственно. При этом в случае управляемого спуска с орбиты при располагаемом аэродинамическом качестве 0,3 (с за­пасом на управление) обеспечивается посадка с достаточной точ­ностью (отклонение в пределах десятков километров). Из условий теплообмена в двух названных видах спуска целесообразно сниже­ние баллистического параметра. Увеличение в этих целях поверхности СА (уменьшение нагрузки на мидель) ведет к неоправдан­ным затратам массы. Более рационально повышение коэффици­ента сопротивления, что прослеживается в проектах всех разработанных кораблей.

В случаях, когда задан специальный маневр на участке спуска, необходимо повышение аэродинамического качества, которое при требовании межвиткового маневра (боковое отклонение 2000-2500 км, например, для посадки в одной точке с трех смежных витков) должно быть около 1,5. В то же время повышение аэро­динамического качества, способствуя улучшению переносимости перегрузок и точности посадки, ведет к росту массы тепловой за­щиты, а при развитых несущих поверхностях и к росту массы конструкции. Это сдерживает выбор аэродинамического качества выше значения, необходимого для решения задач спуска.

Способ управления движением определяется приня­тым методом регулирования подъемной силы в полете. Балансировочный угол атаки и аэродинамическое качество можно изме­нять (см. рисунок 2) поперечным смещением центра тяжести за счет передвижения больших масс внутри СА (для «Союза» около 150 кг), что нерационально. При использовании в тех же целях реактивных двигателей непомерно возрастают расходы топлива, а создание аэродинамических рулей эффективно только для кры­латых схем.

Широкое распространение получил способ управления путем разворотов СА по крену при постоянном балансировочном угле атаки, не требующий больших управляющих моментов. При нуле­вом угле крена подъемная сила направлена вверх в плоскости траектории, а при повороте отклоняется в сторону, изменяя вертикальную составляющую, что обеспечивает управление по дальности. Изменение горизонтальной составляющей, включая перевод аппарата с правого на левый крен и наоборот, используется для управления в боковом направлении. Этот способ применяется и в нештатных ситуациях. Так, при отказе системы управления подъемная сила может оказаться направленной вниз, что приведет к недопустимому возрастанию перегрузок, исключить которое можно вращением аппарата по крену (режим закрутки). В этом случае среднее значение подъемной силы равно нулю, т. е. идет баллистический спуск.

Управление при спуске необходимо для того, чтобы движение шло по принятой траектории с заданной точностью. Источниками отклонения траектории от расчётной могут быть ошибки в условиях входа (угол, скорость, координаты), случайные изменения плотности атмосферы и ветровые воздействия, ошибки в определении аэродинамических характеристик и другие факторы. Система управления опирается на измерения текущих траекторных параметров и определяет по ним управляющие воздействия, реализуемые через принятый способ управления (развороты по крену); на точность ее работы влияют инструментальные и методические погрешности.

Схема спуска с малым аэродинамическим качеством, используемая на КК «Союз», который всегда приземляется на территории РФ, начинается с ориентации КК для торможения. В расчетной точке над Атлантическим океаном двигательная установка сообщает КК тормозной импульс 100—120 м/с, после чего дальнейшее движение происходит по переходному эллипсу с углом входа около 1,5° с сохранением ориентации. После разделения КК его СА разворачивается так, чтобы в прогнозируемой точке входа в атмосферу угол атаки соответствовал балансировочному, а угол крена (около 45°) обеспечивал бы расчетное эффективное качество. При появлении аэродинамических сил (перегрузка около 0,04 ед.) начинается управление движением, при этом развороты по крену и демпфирование колебаний по тангажу и рысканью осуществляются с помощью микрореактивных двигателей. Максимальные перегрузки при спуске лежат в диапазоне 3-4 ед., а время полета от входа до высоты 9,5 км (ввод парашюта) составляет около 10 мин.

В нештатных ситуациях предусмотрен переход на баллистический спуск (перегрузки до 9 ед.) путем закрутки СА по крену с угловойскоростью 12,5 град/с. Спускаемый аппарат статически устойчив в круговом смысле и способен прийти к расчетному углу атаки даже при нарушении начальной ориентации.

Контрольные вопросы

1 Понятия «Космический вакуум», «Космическая радиация», «Космическая радиация», «Температура межпланетного пространства».

2 Понятия «Метеорная опасность», «Невесомость» «Перегрузка или коэффициент перегрузки».

3 Какие отсеки КА являются основными?

4 Какие ДУ имеют КА?

5 Какие задачи выполняет и что входит в бортовой комплекс управления

КА?

6 Какое терморегулирование применяют на КА?

7 Какие источники энергии используются на КА?

8 Назначение системы жизнеобеспечения и САС?

9 Каковы задачи спуска и приземления СА?

10 Что входит в аэродинамические характеристики СА?

11 Статическая и динамическая устойчивость СА.

12 Каковы траектории спуска СА?

13 Как выбираются параметры СА в зависимости от траектории спуска?

14 Баллистический, планирующий и скользящий спуски СА.

Литература

1. Советская космонавтика. М.: Машиностроение, 1981.

2. Военно-космические силы. М.: ЦИПК, 1992.

3. Вольский А.Н. Космодром. М.: ВИМО, 1997.

4. На земле и в космосе. Под редакцией И.В.Бармина. М.: Д.С.»Полиграфикс РПК», 2001.

5. Корнеев Н.М., Неустроев В.Н. Генеральный конструктор В.П.Бармин.М,: 1999.

6. Кожухов В.С., Соловьев В.Н. Комплексы наземного оборудования ракетной техники. М.: АСКОНТ, 1988.

7.Козлов В.В. Основы проектирования ракетно-космических комплексов. М.: Издательство ВИКУ им. А.Ф.Можайского, 1999.

8. Горлин С.М. Экспериментальная аэромеханика. М.: 1970.

9. Попов В.Н., Расторгуев Б.С. Вопросы расчета и конструирования специальных сооружений. М.: Стойиздат, 1980.

10. Евсеев И.М. Опережая время. М.: ООО «Биоинформсервис», 1999.

11. Бирюков Г.П., Кобелев В.Н. Основы построения ракетно-космических комплексов. М.: Издательско-типографский центр МАТИ им. К.Э.Циолковского, 2000.

15. Павлюк Ю.С. Баллистическое проектирование ракет. г.Челябинск, Издательство ЧГТУ, 1996год

16. Пенцак И.Н. Теория полёта и конструкция баллистических ракет. М., Машиностроение, 1974, 344 с.

16. Алифанов О.М., Андреев А,Н., Гущин В.Н. и др. Баллистические ракеты и ракеты-носители: Пособие для студентов вузов. Москва, 2004, 512 с.

17. Паничкин Н.И., Слепушкин Ю.В. и др. Конструкция и проектирование космических летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1986, 344 с.

18. Оболенский Е.П., Сахаров Б.И., Сибиряков В.А. Прочность летательных аппаратов и их агрегатов. М., Машиностроение, 1995, 504 с.

19. Алатырцев А.А., Алексеев А.И. и др. Инженерный справочник по космической технике.

21. Моссаковский В.И., Макаренков А.Г., и др. Прочность ракетных конструкций, Москва, Высшая школа, 1990, 359 с.

22. Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотных летательных аппаратов /под ред. А.А. Лебедева/ - М.: Машиностроение,
1980 г.

23. Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полета: траектории летательных аппаратов. – М. Машиностроение, 1969 г.

24. Колесников К.С. Динамика ракет. Учебник для вузов – М.: Машиностроение, 1980 г.

25. Кузовков Н.Т., Салычев О.С. Инерциальная навигация и оптимальная фильтрация.- М.: Машиностроение, 1982 г.

26. Лебедев А.А., Красильщиков М.Н., Малышев В.В. Оптимальное управление движением космических аппаратов М: Машиностроение, 1974 г.

27. Управление и наведение беспилотных маневренных летательных аппаратов на основе современных информационных технологий. / Под ред. М.Н. Красильщикова и Г.Г. Себрякова – М.: ФИЗМАТЛИТ, 2003 г.

28. Помыкаев И.И. Инерциальный метод измерения параметров движения летательных аппаратов – М.: Машиностроение, 1969 г.

29. Балк М.Б. Элементы динамики космического полета. М.: Наука, 1965 г.

30. Бромберг П.В. Теория инерциальных систем навигации – М.: Наука,
1979 г.

31. Васильев А.П., Кудрявцев В.М., Кузнецов В.А. и др. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /Под ред. В.М. Кудрявцева М.: Высш. Школа, 1983г.

32. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования / Под ред. Д.А. Ягодникова - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2006 г.