- •2. ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
- •2.1.2. Аэродинамические характеристики крыла
- •2.1.3. Равновесие самолета
- •2.1.4. Устойчивость самолета
- •2.1.5. Управление самолетом в полете
- •2.7.5.1. Обеспечение продольной управляемости самолета
- •2.1.5.4. Неустойчивый режим полета (штопор)
- •2.2. Основы конструкции самолета
- •2.2.1. Основные составные части самолета
- •2.2.1.1. Крыло
- •2.2.2. Классификация самолетов
- •2.2.2.1. Гражданские самолеты
- •22.4.3. Автожир
- •2.2.47. Космические летательные аппараты
- •Контрольные вопросы
- •3. ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ ЛА
- •3.1. Поршневые двигатели внутреннего сгорания как силовые установки ЛА
- •3.2. Классификация реактивных двигателей
- •3.3. Принцип работы турбореактивного двигателя (ТРД)
- •3.3.1. Преимущества ТРД перед поршневой СУ
- •3.3.3. Энергетические превращения и изменение параметров рабочего тела по тракту ТРД
- •3.3.4. Вывод формулы для определения тяги ТРД
- •3.4. Основные параметры ТРД
- •3.5. Области применения реактивных двигателей
- •3.6. История развития авиационных ВРД
- •3.7. Идеальный цикл ТРД
- •3.7.1. Сущность второго закона термодинамики
- •3.7.2. Условия и диаграммы идеального цикла
- •3.7.3. Работа идеального цикла
- •3.7.4. Термический КПД идеального цикла
- •3.8. Характеристика ВРД различных типов
- •3.8.1. ТРД с дополнительным подогревом воздуха (ТРДФ)
- •3.8.2. Двухвальный ТРД
- •3.8.3. Двухконтурный ТРД (ТРДД)
- •3.8.5. Прямоточные ВРД (ПВРД)
- •3.9. Наземное применение авиационных газотурбинных двигателей
- •3.11. Ракетные двигатели (РД)
- •3.11.1. Классификация РД по источнику энергии
- •3.11.1.1. Создание тяги в химическом РД
- •3.11.1.2. Расходный комплекс РД
- •3.11.1.2. Тяговый комплекс РД
- •3.11.2. Ракетные топлива
- •3.11.2.2. Твердые ракетные топлива (ГРТ)
- •3.11.3. Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД)
- •3.11.3.1. Классификация ЖРД
- •3.11.4. Ракетный двигатель твердого топлива
- •Контрольные вопросы
- •БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
Распределение составных частей ракеты по массе и стоимости
Составные части
1.Головная часть
2.Система управления
3.Корпус ракеты
4.Двигатель
5.Системы ракеты (раз деления ступеней; органы управления; кабельная сеть и т.п.)
6.Топливо
Название массы
|
тк |
Полезная нагрузка |
масса т0 |
Массаконструкции |
Пассивнаямасса |
Стартовая |
Активная |
|
|
масса
Доля |
Доля |
|
по стоимо |
||
по массе, % |
||
|
сти, % |
|
0,8-2 |
20-35 |
|
0,2-3 |
40-45 |
9-15 20-35
80-90
2.2.47. Космические летательные аппараты
КЛА одноразового использования. Боль шинство КЛА, выводимых PH в космос, яв ляются одноразовыми, их невозможно по вторно использовать. Если учесть, что ПН (КЛА) составляет примерно 65-80 % от стои мости всей ракеты, то очевидно, насколько дорого обходится каждый запуск. Поэтому конструкторы стремятся создать КЛА много разового использования, чтобы снизить стои мость космических полетов.
КЛА многоразового использования. Для многоразового использования КЛА делают
в виде воздушно-космического ЛА 7, кото Рис. 2.72. Комплекс «Энергия - Буран»
рый выводится на орбиту PH 2 (рис. 2.72)
|
или выходит на орбиту са |
||||
|
мостоятельно |
после пред |
|||
|
варительного |
разгона |
до |
||
|
звуковым |
(рис. 2.73) |
или |
||
|
гиперзвуковым самолетом- |
||||
Рис. 2.73. МВКЛА с дозвуковым |
носителем |
|
(см. рис. 2.69), |
||
а затем, выполнив задачу |
|||||
разгонщиком |
|||||
в космосе, |
разворачивается |
||||
|
реактивным соплом вперед и производит тормозной импульс. Скорость МВКЛА снижается до V<VK\ (первая космическая ско рость), и он сходит с орбиты Земли, далее тормозится в атмосфере и совершает посадку «по-самолетному».
Первыми многоразовыми космическими системами стали «Спейс шатл» - космический челнок (США) - и комплекс «Энер гия - Буран» (СССР). Выбор практически одинаковых компоно вочных схем для МВКЛА (орбитального самолета) был продикто ван 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 принципи ально различные технические решения.
Фактически «Спейс шатл» - это снабженный ускорителями орбитальный самолет. МВКЛА, имеющий три маршевых кисло- родно-водородных ЖРД, крепится к внешнему топливному баку, к которому также крепятся два разгонных РДТТ. При вертикальном старте «Спейс шатл» необходимая для преодоления силы земного тяготения тяга создается одновременной работой РДТТ и ЖРД, рас ходующими топливо из внешнего топливного бака. После выгора ния твердого топлива на высоте 40 км разгонные РДТТ отделяют ся 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 ба ка. Специальная двигательная установка орбитального маневри
рования, состоящая из двух ЖРД, завершает вывод корабля на орбиту.
Вертикальный старт МВКЛА «Буран» 1 (см. рис. 2.72) обеспе чивает универсальная двухступенчатая ракета-носитель «Энер гия», первая ступень которой состоит из четырех ракетных блоков с ЖРД. Вторая ступень - оснащенный четырьмя кислородно водородными ЖРД центральный блок 2, на который крепятся бло ки первой ступени и «Буран». Старт комплекса производится при работающих двигателях первой и второй ступеней. После выра ботки топлива из блоков первой ступени они попарно отделяются и осуществляют управляемый спуск в атмосфере. Отделение «Бу рана» от центрального блока происходит при достижении задан ной 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 дозву ковой скорости, при этом происходит интенсивный нагрев конст рукции до нескольких тысяч градусов, следовательно, требуется мощная и тяжелая тепловая защита (катастрофа шатла «Колум бия» произошла из-за разрушения теплоизоляции крыла).
Осуществление таких проектов многоразовых космических систем, как «Спейс шатл» и «Энергия - Буран», потребовало ог ромных первоначальных материальных затрат и не оправдало ожиданий значительного снижения стоимости и повышения безо пасности полетов. Очевидно, что парашютный способ спасения отдельных компонентов многоразовой космической системы (раз гонные 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 эксплуата ция была прекращена. Однако разработка, испытания и опыт экс плуатации многоразовых космических систем первого поколения открыли путь для поиска новых, более экономичных систем.
Использование крылатого дозвукового или гиперзвукового ЛА в качестве разгонной ступени МВКЛА может быть серьезной
При ©к > 0 и VK = Кк2 (Ук2~ вторая космическая скорость, КЛА выйдет из сферы притяжения Земли и станет искусственным спут ником Солнца (параболическая траектория). При VK > V& КЛА выйдет из сферы притяжения Солнца и уйдет за пределы нашей Солнечной системы.
Полет по круговой орбите ИСЗ. На круговой орбите ИСЗ (см. рис. 2.74) сила гравитации F^ = J{G) равна центробежной силе F\jp:
Z7 |
т-1 |
km |
2 |
mV |
1* ± p z |
(2. 10) |
^rpa. = F l f f = > — |
= m r W < = |
-------------- = > К , |
\ г \Я , + Я |
|
||
|
|
Г |
|
г |
|
где Wi - угловая скорость вращения ИСЗ, с-1; VKl =J{H) - первая космическая скорость.
При Н = 300 км => VKi = 1,Ъ1 км/с; при Н = 100 км => VK\ = = 7,85 км/с.
Полет по круговой геостационарной орбите. Геостационар ной называется круговая орбита ИСЗ, обеспечивающая постоянное нахождение ИСЗ над одной и той же точкой Земли.
Для пребывания на геостационарной орбите необходимо, что бы КЛА вращался в плоскости экватора, проходящей через центр Земли в направлении ее вращения. Центробежная сила F ^ дейст вующая на КЛА, должна уравновешивать гравитационную силу FtравУгловые скорости вращения Земли и>з и КЛА W KJ IA д о л ж н ы быть равны. Таким образом, для ИСЗ, движущегося по геостацио нарной орбите в плоскости экватора Земли,
Fтрав —Fцб |
km |
mVv |
Н |
|
|
|
(2.11) |
|
2 |
|
ЛЛА = J ~ = R3 + Н |
гео |
|||||
|
|
|
|
|
J |
|
|
|
^ |
= |
|
|
) = у ^ ^ к л л = у ( ^ з + я гео)> |
(2-12) |
|||
где Т - |
период оборота Земли вокруг своей оси, |
Т= 24x3600 = |
||||||
= 86 400 с. |
|
|
|
|
|
|
|