1410

r – расстояние между центрами масс Земли и КЛА, r = RЗ + Н; RЗ – радиус Земли, RЗ = 6371 км;

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 Yупр (действует на АУТ).

5.Сила инерции FЦБ (действует на ПУТ).

Так как, за исключением силы инерции, единственной силой, действующей на КЛА на пассивном участке траектории, является Fграв= 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. 2.75, таких как:

•расстояние от точки К до центра масс Земли – rК = RЗ + НК;

•значение скорости КЛА в точке К – VК;

•угол бросания в точке К (угол между вектором скорости V

иплоскостью мнимого горизонта (ПМГ)) – ΘК.

Взависимости от значений перечисленных параметров в точке

Ктраектория КЛА может быть в форме круга 1, эллипса 2, параболы 3, гиперболы 4.

На эллиптическую траек-

торию искусственного спутника Земли (ИСЗ) КЛА выйдет в случае, если ΘК ≥ 0,

а VК = Vк1(rК) (Vк1 – первая космическая скорость). Част-

ными случаями эллиптической траектории являются круговая траектория (при ΘК = 0,

При ΘК > 0 и VК = Vк2 (Vк2– вторая космическая скорость, КЛА выйдет из сферы притяжения Земли и станет искусственным спутником Солнца (параболическая траектория). При VК > Vк2 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 Fграв = f(G) равна центробежной силе FЦБ:

где wi – угловая скорость вращения ИСЗ, c–1; Vк1 = f(H) – первая космическая скорость.

При H = 300 км Vк1 = 7,37 км/с; при H = 100 км Vк1 = = 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, чтобы КЛА вращался в плоскости экватора, проходящей через центр Земли в направлении ее вращения. Центробежная сила FЦБ, действующая на КЛА, должна уравновешивать гравитационную силу Fграв. Угловые скорости вращения Земли wЗ и КЛА wКЛА должны быть равны. Таким образом, для ИСЗ, движущегося по геостационарной орбите в плоскости экватора Земли,

где Т – период оборота Земли вокруг своей оси, Т = 24×3600 = = 86 400 с.

92

Контрольные вопросы

1.Объясните принцип создания подъемной силы на выпуклоплоском профиле крыла (профиле Жуковского).

2.С какой целью на самолете устанавливается хвостовое оперение?

3.Что называют полярой крыла и в чем ее практическая значимость?

4.Что происходит при кр ?

5.Чем отличается угол тангажа от угла атаки?

6.Для чего предназначены основные составные части само-

лета?

7.Назовите преимущества и недостатки вертолетов различных

схем.

8.Каким образом реализуются вертикальный и укороченный взлет и посадка СВВП и СКВП?

9.Каковы основные конструктивные особенности сверхзвуковых самолетов?

10.Назовите преимущества и недостатки ЛА с ракетными двигателями.

11.От чего, в соответствии с уравнением Циолковского, зависит скорость разгона ракеты?

12.Каково назначение составных частей ракеты?

13.Почему космические ракетоносители делают многоступенчатыми?

14.Назовите преимущества и недостатки многоразовых космических систем.

15.Перечислите возможные концепции многоразовых космических систем.

16.При каких условиях ИСЗ будет постоянно находиться над одной и той же точкой поверхности Земли (геоцентрическая орбита)?

17.При каких условиях реализуется баллистическая траектория полета КЛА?

94

Задачи

1.Определить величину подъемной силы крыла, если полная аэродинамическая сила – 12 000 кгc, а аэродинамическое качество крыла – 22.

2.Какой скоростью должен обладать КЛА, для того чтобы оставаться на круговой орбите высотой H = 430 км?

3.Какими должны быть скорость ИСЗ и высота его круговой геоцентрической орбиты, если угловая скорость вращения Земли

wЗ 7,292 105 c 1 ?

95

3.ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ ЛА

3.1.Поршневые двигатели внутреннего сгорания как силовые установки ЛА

Практически на всех ЛА с 1903 года до окончания Второй мировой войны применялись винтовые силовые установки (СУ) на основе поршневых двигателей внутреннего сгорания (ДВС).

Принцип работы винтовой СУ заключается в том, что воздушный винт (ВВ) отбрасывает массу воздуха назад со скоростью, большей скорости полета V ЛА, сообщая этой массе ускорение. Возникающая в соответствии со вторым законом Ньютона сила реакции RПД (тяга) воспринимается лопастями ВВ и через вал ДВС и узлы его крепления передается ЛА, разгоняя его. Следовательно, ВВ сообщает ЛА полезную мощность RПД V.

Эффективная мощность Nе, передаваемая воздушному винту от поршневого ДВС, должна быть больше полезной мощности RV на величину механических и гидравлических потерь в винтомоторной группе (ВМГ), учитываемых с помощью КПД ВМГ ηв, следовательно:

Кризис поршневых СУ ЛА. Послевоенное бурное развитие авиации требовало увеличения скоростей полета. Применяемые в то время винтовые силовые установки (СУ) на основе поршневых двигателей (ПД), при скоростях, превышающих 700–750 км/ч, теряли свою эффективность. Это объясняется тем, что с увеличением скорости полета V относительная скорость воздушного потока на периферии лопастей ВВ возрастает до сверхзвуковых скоро-

стей, при этом резко падает КПД ВВ В . Вследствие этого тяга ВВ ПД RПД быстро снижается (рис. 3.1).

96

Рис. 3.1. Зависимость тяги двигателя от скорости полета ЛА

Одновременно с увеличением скорости полета растет сила аэродинамического сопротивления набегающего потока воздуха

X , на преодоление которой затрачивается тяга двигателя.

Минимальная потребная тяга Rпотр для полета ЛА со скоростью V должна равняться силе аэродинамического сопротивления Х при данной скорости полета:

где cx – коэффициент аэродинамического сопротивления;

Fм– максимальная площадь поперечного сечения ЛА (сечение миделя);

ρ– плотность воздуха.

Увоздушно-реактивного двигателя (ВРД) тяга RВРД с ростом

скорости полета падает менее значительно (см. рис. 3.1), чем у поршневой СУ. У ракетного двигателя тяга RРД практически не зависит от скорости полета.

При одной и той же аэродинамической схеме ЛА (зависимость Rпотр(V)) максимальная возможная скорость полета ЛА с ВРД будет выше, чем ЛА с поршневой СУ (см. рис. 3.1).

97

Турбовинтовые двигатели (ТВД), относящиеся к классу ВРД непрямой реакции, при их установке на сравнительно низкоскоростных пассажирских и транспортных самолетах также имеют перед поршневыми силовыми установками существенные преимущества:

•меньшие габариты и вес при одинаковой развиваемой мощности;

•процесс горения в камере сгорания ТВД непрерывный, что снимает ударные нагрузки на элементы двигателя;

•отсутствие кривошипно-шатунного механизма (КШМ), необходимого в поршневых двигателях для превращения поступательного движения поршней во вращательное движение выходного вала, позволяет снизить механические потери.

Преимущества ТВД перед поршневыми СУ становятся особенно заметными при больших потребных мощностях двигателей.

На современных ЛА устанавливают реактивные двигатели различных типов, а поршневые силовые установки применяются

в основном на легких пассажирских и спортивных самолетах, а также легких вертолетах, где не требуется большая мощность двигателя.

3.2. Классификация реактивных двигателей

Реактивные двигатели – это двигатели внутреннего сгорания, в которых химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию газовой струи, вытекающей из двигателя, а получающаяся при этом сила реакции используется непосредственно как движущая сила – тяга.

Классификация существующих реактивных двигателей приведена на рис. 3.2.

Ракетные двигатели – это реактивные двигатели, использующие только вещества и источники энергии, находящиеся на перемещающемся аппарате.

98

Рис. 3.2. Классификация реактивных двигателей

Воздушно-реактивные двигатели – это реактивные двигатели,

в которых атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а кислород, находящийся в воздухе, – как окислитель горючего.

Ракетные двигатели делятся на следующие виды:

•жидкостные ракетные двигатели (ЖРД);

•ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ);

•комбинированные двигательные установки (КДУ), включающие в себя как ЖРД, так и РДТТ.

Комбинированные двигатели имеют гибридные схемы, со-

ставленные из нескольких базовых схем реактивных двигателей,

иделятся на следующие виды:

•турбопрямоточные двигатели (ТПД);

•ракетно-прямоточные двигатели (РПД);

•ракетно-турбинные двигатели (РТД).

99

Воздушно-реактивные двигатели делятся на следующие виды:

1)бескомпрессорные – прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) и пульсирующие воздушно-реактивные двигатели (ПуВРД);

2)компрессорные:

• ВРД прямой реакции: турбореактивные двигатели (ТРД);

турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ); турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД); турбореактивные двухконтурные двигатели с форсажной ка-

мерой (ТРДДФ);

•ВРД непрямой реакции – турбовальные двигатели (ТВаД).

•ВРД комбинированной реакции – турбовинтовые двигатели

(ТВД).

3.3.Принцип работы турбореактивного двигателя (ТРД)

3.3.1. Преимущества ТРД перед поршневой СУ

ТРД является двигателем прямой реакции, т.е. он сочетает в себе тепловую машину и движитель. Это обусловливает следующие преимущества ТРД перед поршневой СУ:

1)меньшее снижение тяги с ростом скорости полета;

2)меньшие габариты и вес при одинаковой развиваемой мощ-

ности;

3)отсутствие необходимости в специальном движителе (ВВ);

4)возможность отбрасывать (пропускать через себя) большие массы воздуха при небольших габаритах;

5)процесс горения непрерывный, что снимает ударные нагрузки на элементы двигателя;

6)отсутствие кривошипно-шатунного механизма (КШМ), что позволяет снизить механические потери;

7)возможность точной балансировки ротора, позволяющая получать высокие частоты вращения ротора n, следовательно, большую тягу R.

100