1.2.4.8. Космические летательные аппараты

КЛА одноразового использования

Большинство КЛА, выводимых РН в космос являются одноразовыми и их невозможно повторно использовать. Если учесть, что ПН (КЛА) составляет примерно 65…80 % от стоимости всей ракеты, то очевидно насколько дорого обходится каждый запуск. Поэтому конструкторы стремятся создать КЛА многоразового использования, что бы снизить стоимость космических полетов.

КЛА многоразового использования

Для многоразового использования КЛА делают в виде воздушно-космического ЛА 1, который выводится на орбиту РН 2 (рис. 1.70) или выходит на орбиту самостоятельно после предварительного разгона дозвуковым (рис. 1.71) или гиперзвуковым самолетом-носителем (см. рис. 1.67), а затем, выполнив задачу в космосе, разворачивается реактивным соплом вперед и производит тормозной импульс. Скорость МВКЛА снижается до V<V_к.1 (первая космическая скорость), и он сходит с орбиты Земли, далее тормозится в атмосфере, и совершает посадку «по- самолетному».

П

Рис. 1.70. Комплекс

«Энергия-Буран»

ервыми многоразовыми космическими системами стали «Спейс шатл» – космический челнок (США) и комплекс «Энергия – Буран» (СССР). Выбор практически одинаковых компоновочных схем для МВКЛА (орбитального самолета) был продиктован одинаковыми массой и объемом полезной нагрузки, одинаковыми условиями возвращения с орбиты искусственного спутника Земли с гиперзвуковой скоростью, соответствующей числам М = 5…25, и условиями посадки на взлетно-посадочную полосу. Однако для комплексов в целом были приняты принципиально различные технические решения.

«Спейс шатл» – это, фактически, снабженный ускорителями орбитальный самолет. МВКЛА, имеющий три маршевых кислородно-водородных ЖРД, крепится к внешнему топливному баку, к которому так же крепятся два разгонных РДТТ. При вертикальном старте «Спейс шатл» необходимая для преодоления силы земного тяготения тяга создается одновременной работой РДТТ и ЖРД, расходующими топливо из внешнего топливного бака. После выгорания твердого топлива на высоте 40 км. разгонные РДТТ отделяются от внешнего топливного бака и с помощью парашютной системы совершают мягкое приводнение. Маршевые ЖРД продолжают работу до полной выработки топлива из внешнего топливного бака, после чего происходит разделение корабля и бака. Специальная двигательная установка орбитального маневрирования, состоящая из двух ЖРД, завершает вывод корабля на орбиту.

Вертикальный старт МВКЛА «Буран» 1 (см. рис. 1.70) обеспечивает универсальная двухступенчатая ракета-носитель «Энергия», первая ступень которой состоит из четырех ракетных блоков с ЖРД. Вторая ступень – оснащенный четырьмя кислородно-водородными ЖРД центральный блок 2, на который крепятся блоки первой ступени и «Буран». Старт комплекса производится при работающих двигателях первой и второй ступеней. После выработки топлива из блоков первой ступени они попарно отделяются и осуществляют управляемый спуск в атмосфере. Отделение «Бурана» от центрального блока происходит при достижении заданной скорости на промежуточной орбите. Включая собственный маршевый ЖРД, «Буран» выходит на круговую опорную орбиту.

После осуществления тормозного импульса и схода с орбиты МВКЛА тормозится в атмосфере от первой космической до дозвуковой скорости, при этом происходит интенсивный нагрев конструкции до нескольких тысяч градусов, следовательно, требуется мощная и тяжелая тепловая защита (катастрофа шатла «Колумбия» произошла из-за разрушения теплоизоляции крыла).

Осуществление таких проектов многоразовых космических систем, как «Спейс шатл» и «Энергия – Буран», потребовало огромных первоначальных материальных затрат и не оправдало ожиданий значительного снижения стоимости и повышения безопасности полетов. Очевидно, что парашютный способ спасения отдельных компонентов многоразовой космической системы (разгонные блоки) достаточно сложен и не обеспечивает возвращения спасаемых компонентов непосредственно на стартовую площадку, а это значит, что для подготовки к повторному полету требуются значительные затраты средств и времени. Поэтому их эксплуатация была прекращена. Однако разработка, испытания и опыт эксплуатации многоразовых космических систем первого поколения открыли путь для поиска новых, более экономичных систем.

И

Рис. 1.71. МВКЛА с дозвуковым

разгонщиком

спользование крылатого дозвукового или гиперзвукового ЛА в качестве разгонной ступени МВКЛА, может быть серьезной альтернативой многоразовым космическим системам первого поколения. Однако не следует забывать, что при самостоятельном выходе на орбиту после разгона дозвуковым самолетом-носителем требуется большой расход топлива МВКЛА, следовательно, необходимо уменьшать массу полезной нагрузки. В любом случае остаток топлива, необходимый для маневрирования в космосе и при осуществлении посадки, будет минимальным.

Разработка гиперзвукового разгонщика, как и разработка МВКЛА нового поколения, связана с решением множества проблем. Среди них – проблема создания таких аэродинамических форм, которые при приемлемом аэродинамическом нагреве будут обладать гиперзвуковым аэродинамическим качеством K ≈ 4, что позволит при возвращении с орбиты совершать посадку на обычные аэродромы. Следующая проблема – создание комбинированной силовой установки, работающей при полете в атмосфере как воздушно-реактивный двигатель, а в космическом пространстве как ракетный ЖРД.

Движение КЛА в поле притяжения Земли

Полет КЛА состоит из активного участка траектории (АУТ), от старта до выключения двигателей и пассивного участка траектории (ПУТ), после выключения двигателей.

На КЛА в полете действуют силы (рис. 1.72):

1. Сила тяжести G (действует на АУТ и ПУТ):

, (1.7)

Рис. 1.72. Движение КЛА

по круговой орбите ИСЗ

где: k = γM_З = 398603 км³/с² = const – гравитационный параметр;

γ = 6,67×10^-11 м³/кг·с³ – гравитационная постоянная;

m – масса КЛА;

r = R_З + Н – расстояние между центрами масс Земли и КЛА;

R_З = 6371 – радиус Земли;

Н – расстояние от поверхности Земли до центра масс КЛА.

2. Тяга двигателя R (действует на АУТ).

3. Полная аэродинамическая сила X (действует на АУТ).

4. Управляющая сила Y_упр (действует на АУТ).

5. Сила инерции F_ЦБ (действует на ПУТ).

Так как, за исключением силы инерции, единственной силой, действующей на КЛА на пассивном участке траектории, является F_грав= G, направленная к центру Земли, то движение КЛА в гравитационном поле Земли происходит в одной плоскости, проходящей через центр масс Земли. При плоском движении КЛА начальные условия движения на ПУТ определяются значениями параметров в точке выключения двигателя в конце АУТ – точке к на рис. 1.73, таких как:

- расстояние от точки к до центра масс Земли – r_к = R_З + Н_к;

- значение скорости КЛА в точке к – V_к;

- угол бросания в точке к (угол между вектором скорости и плоскостью мнимого горизонта (ПМГ)) – Θ_к.

В зависимости от значений перечисленных параметров в точке к траектория КЛА может быть в форме круга 1, эллипса 2, параболы 3, гиперболы 4.

Н

Рис. 1.73. Траектории полета КЛА

а эллиптическую траекторию искусственного спутника Земли (ИСЗ) КЛА выйдет в случае, если Θ_к ≥ 0, а V_к = V_к.1(r_к) – первой космической скорости. Частными случаями эллиптической траектории являются круговая траектория (при Θ_к = 0, V_к = V_к.1) и баллистическая траектория (при Θ_к > 0, V_к < V_к.1).

При Θ_к > 0 и V_к = V_к.2 – вторая космическая скорость, КЛА выйдет из сферы притяжения Земли и станет искусственным спутником Солнца (параболическая траектория). При V_к > V_к.2 КЛА выйдет из сферы притяжения Солнца и уйдет за пределы нашей Солнечной системы.

Полет по круговой орбите ИСЗ

На круговой орбите ИСЗ (см. рис.1.72) сила гравитации F_грав = f(G) равна центробежной силе F_ЦБ :

, (1.8)

где: w_i [c^-1] – угловая скорость вращения ИСЗ;

V_к.1 = f(H) – первая космическая скорость.

При H = 300 км V_к.1 = 7,37 км/с; при H = 100 км V_к.1 = 7,85 км/с

Полет по круговой геостационарной орбите

Геостационарной называется круговая орбита ИСЗ, обеспечивающая постоянное нахождение ИСЗ над одной и той же точкой Земли

Для пребывания на геостационарной орбите необходимо, чтобы КЛА вращался в плоскости экватора, проходящей через центр Земли в направлении ее вращения. Центробежная сила F_ЦБ, действующая на КЛА должна уравновешивать гравитационную силу F_грав. Угловые скорости вращения Земли w_З и КЛА w_КЛА должны быть равны.

То есть, для ИСЗ, движущегося по геостационарной орбите в плоскости экватора Земли:

F_грав = F_ЦБ (1.9)

w_З = w_КЛА (1.10)

где – Т = 24×3600 = 86400 с

Из условия равенства левых частей уравнений 1.9 и 1.10 следует равенство правых частей:

, (1.11)

Решаем уравнение 1.11 относительно Н_гео и получаем значение высоты геостационарной орбиты в экваториальной плоскости Земли Н_гео = 35760 км.

Подставив значение Н_гео в уравнение 1.9 или 1.10, вычислим величину потребной линейной скорости КЛА для нахождения его на геостационарной орбите V_КЛА = 3,076 км/c.

Полет по баллистической траектории

Рис. 1.74. Движение КЛА по баллистической траектории

Полет по баллистической траектории реализуется при Θ_к > 0 и V_к < V_к.1 (рис. 1.74.). Задавая значение L_ПУТ – линейную дальность на ПУТ (геодезическая линия на поверхности Земли), можно точно рассчитать потребные значения V_к, Θ_к, r_к, обеспечивающие достижение заданной дальности полета L_ПУТ, а так же рассчитать время полета на ПУТ – Т_ПУТ.

Полет по баллистической траектории обычно используется для доставки термоядерных зарядов к цели баллистическими ракетами военного назначения.