|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Далее имеет место |
Оп j |
Yir.yöjii |
|
(9) |
где |
Ѵ п . у |
у д |
|
Дбд УдД |
s, |
|
|
и — весовые удельные измерители. |
в уравнение (1) |
|
После подстановки выражений (5), (8) и (9) |
и разрешения относительного параметра Gs получим |
|
|
|
п |
(1 + Уд ) (Ä j + AGrp + AGna р ) |
( 10) |
|
|
|
us = |
------------------------------------ 1 - Y n . y - — а * |
- ß ^ C H |
|
|
|
|
|
Легко видеть, что общий вес системы имеет экстремум по ско рости снижения 1/сн. Для отыскания этого экстремума прирав няем нулю производную dGs ldV cn.
Тогда после решения относительно параметра Ѵса и преоб разований получим
|
|
Ѵг |
-1 |
( И ) |
где |
W |
CxQ (1 + ß) |
|
— скорость истечения активной массы реактивного устрой |
ства; н0 — перегрузка, создаваемая реактивным устройством при
торможении. |
сх = |
|
|
W = |
|
ß = 0,11; По=5; д= |
Если принять упар= 0,35 |
кге/м2; |
= 0,125 кгс-с2/м4; |
|
0,75 |
и |
|
|
2500 м/с, |
то |
скорость сниже |
ния получится равной |
|
|
|
1 — — |
1/3 |
|
|
|
4-0,35-2500 |
J |
=30 |
м/с. |
|
0,75-0,125(1I+ |
-0 ,1 1 ) |
Так как проблемы раскрытия парашютов, скорости сноса и колебаний спасаемой ступени упрощаются при меньшем числе парашютов, обычно выбирается скорость снижения в пределах от 30 до 38 м/с, которая обеспечивается группой из трех (и не более пяти) парашютов.
П р и л о ж е н и е 4
УСЛОВИЯ ВОЗВРАЩЕНИЯ РАКЕТОПЛАНА К МЕСТУ СТАРТА ПРИ МАЛЫХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА
Рассмотрим условия возвращения ракетоплана к месту стар та после выполнения им баллистического полета и разворота в вертикальной и горизонтальной плоскостях на 180°. Схема тако го полета применительно к возвращаемой ступени ракеты-носи теля приведена на рис. 208.
При малой конечной скорости баллистическая дальность полета тела, брошенного под углом Ѳк к горизонту, определяет
ся по формуле |
VI |
■ sin 2Ѳ„ |
(12) |
~“б а л ' |
g |
Формулу (12) легко преобразовать |
;13) |
А 5ал = ( |
|
sin 2ѲК, |
Рис. 208. Характеристика режимов возвращения ракетоплана к месту старта
|
|
|
|
|
|
1— |
дал ьн ость |
п ланирую щ его |
полета |
(после |
разворота |
в |
двух плоскостях); |
2— |
бал л и сти ч еская |
дал ьн ость ; |
3 ~ д а л ь |
ность |
при внутреннем вы равнивании |
где ѴцР — круговая скорость (в центральном поле гравитацион ных сил); R 3 — радиус Земли.
Известно также, что дальность планирования (без учета цен тробежных сил) выражается зависимостью *
( су \
(14)
где ^ — аэродинамическое качество; ѴПл = Ѵ0— скорость на
чала планирования.
Уменьшение скорости после эволюций в вертикальной и гори зонтальной плоскостях (при развороте на 180°) учтем коэффи
циентом равным отношению скоростей |
(15) |
Ѵп |
|
* Ее можно получить разложением в ряд логарифмического множителя а
формуле (9.41).
С учетом этого коэффициента формулу (14) можно перепи сать
су \
Очевидно, что формула (16) содержит допущение равенства скоростей на концах баллистической ветви траектории.
Поскольку по условию задачи дальность планирования долж на быть равной баллистической дальности (дальностью полета на активном участке пренебрегаем), то, приравняв правые части выражений (13) и (16), получим
Формула (17) выражает зависимость потребного аэродина мического качества от параметров | и Ѳк, при которых обеспе чивается возвращение планирующего ракетоплана к месту старта.
При оптимальном угле бросания, равном в нашем случае Ѳк=45°, потребное аэродинамическое качество составит макси мальную величину, определяемую выражением
Если скорости и дальности полета достаточно велики, реше ние аналогичной задачи следует искать, пользуясь выражениями
для баллистической дальности и
для дальности квазистационарного планирования.
Расчет условий возвращения ракетоплана к месту старта удобно проследить на примерах.
Пример 1. Определить диапазоны углов тангажа, при которых не обес печивается возвращение ракетоплана к месту старта. Расчет произвести для значений аэродинамического качества 4, 5 и 6 при Ѵк=2500 м/с. После разво рота в вертикальной плоскости (выхода из пикирования Ѳ = ѲК) ракетоплан осуществляет разворот на Ѳ=180° в горизонтальной плоскости для возвраще ния к месту старта. Принять пу ~^>\.
369
I
Решение. По формуле (13) строим кривую баллистической дальности
7-бал (Ѳк) при Ѵк=2500 M/c= const.
|
|
Ѳ, град |
|
0 |
|
15 |
30 |
" 45 |
60 |
75 |
90 |
|
|
|
|
^•бал» КМ |
|
0 |
|
320 |
554 |
640 |
554 |
320 |
0 |
|
|
|
Потери в скорости при выходе из пикирования и развороте на 180° най |
дем по формулам |
(см. разд. |
13. 6 и |
13. 7) |
|
|
|
|
|
|
|
У |
|
|
•в |
вертикальной плоскости, |
|
|
|
|
|
5 г= |
Ѵк= 1+ |
|
2у |
|
|
|
■ в горизонтальной плоскости. |
|
|
|
5в=' |
V |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Расчет по этим формулам сведем в таблицу, обозначив |
|
|
|
|
|
суммарные потери |
в |
|
|
|
|
|
|
|
|
S = $ BS r — |
|
|
t) |
ѳ, |
|
0 |
вертикальной и горизонтальной плоскостях. |
|
Траектория |
|
град |
|
15 |
30 |
45 |
60 |
75 |
90 |
1S0 |
Й4 ) |
|
|
|
|
|
|
|
1 |
0,935 0,878 0,82 |
0,77 |
0,72 |
0,677 |
— |
|
|
V/t |
1/ |
|
5в |
|
1 |
0,95 |
0,905 0,86 |
0,81 |
0,77 |
0,73 |
— |
5 |
В |
вертикальной |
|
|
|
1 |
0,955 0,91 |
0,88 |
0,84 |
0,8 |
0,77 |
— |
6 |
плоскости |
|
|
|
|
|
|
V |
-------\ |
|
|
|
— |
— |
— |
— |
— |
— |
— |
0,39 |
4 |
|
|
|
|
5 2 |
— |
— |
— |
— |
— |
- |
— |
0,444 |
5 |
|
|
|
|
|
В горизонтальной |
|
— |
— |
— |
— |
— |
— |
— |
0,49 |
6 |
|
|
|
|
|
плоскости |
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
— |
|
|
|
|
|
|
|
|
0,341 0,301 0,262 0,232 0,203 0,179 |
4 |
|
|
|
|
|
г2 |
|
1 |
0,401 0,368 0,329 0,29 |
0,264 0,237 |
— |
5 |
В вертикальной |
и |
|
|
|
1 |
0,448 0,407 0,38 |
0,345 0,314 0,29 |
— |
6 |
горизонтальной |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
плоскостях |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Дальность планирующего полета (к месту старта) подсчитаем по фор муле (14)
ѳ, град |
0 |
15 |
30 |
45 |
60 |
75 |
90 |
( д ) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1280 |
436 |
385 |
335 |
297 |
260 |
229 |
4 |
7.ПЛ, км |
1600 |
642 |
590 |
526 |
467 |
423 |
380 |
5 |
|
1920 |
860 |
780 |
730 |
662 |
602 |
557 |
6 |
Данные расчетов нанесены на график (см. рис. 208). Из графика видно, что возвращение ракетоплана к месту старта не представляется возможным при
|
Ѳ= (21— 78°) |
если |
= |
4 |
и |
|
|
|
|
|
Ѳ= (33— 68°) |
если |
= |
5. |
При |
——) = 6 ракетоплан возвращается |
к |
месту старта на всех |
\ |
с х J |
|
|
|
углах ѲК = Ѳ. |
|
|
|
При внутреннем выравнивании мы имели бы пунктирные кривые (на гра фике), построенные по формуле (13.72).
При этом потребное значение аэродинамического качества для возвра щения ракетоплана к месту старта (по сравнению с предыдущим случаем) может быть несколько меньшим.
П р и л о ж е н и е 5
СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ И КРЫЛАТЫХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ МНОГОКРАТНОГО ПРИМЕНЕНИЯ
Ракеты-носители с очень большой полезной нагрузкой (по рядка нескольких тысяч тонң) имеют такой большой возвра щаемый (конечный) вес, что единственным практически возмож ным способом их возвращения представляется баллистический с вертикальной посадкой, а не способ с использованием большого
аэродинамического качества и горизонтальной посадкой. Недав ние исследования * показали, однако, что возвращаемые ракетыносители с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой VTO LV с низкой маневренностью (гиперзвуковое аэродинами ческое качество су1сх— 0,Ъ) могут вполне конкурировать с кры латыми аппаратами или аппаратами с несущим корпусом и в области малых полезных нагрузок.
Сравнительный анализ выполнен по стоимости, эксплуатаци онным данным, весовым параметрам и основным характеристи кам трех вариантов летательных аппаратов многоразового дей ствия, схемы которых приведены на стр. 374.
Приведенные материалы исследований позволяют сделать следующее заключение.
Крылатые системы многократного применения могут наилуч шим образом решить проблемы входа, благодаря их высокой маневренности, возможности управления перегрузкой, увеличе ния дальности полета в атмосфере и осуществления обычной го ризонтальной посадки в заданном районе. Однако чрезмерное увеличение веса конструкции, связанное с наличием крыльев, де лает невозможным вывод на орбиту полезной нагрузки только одной ступенью даже при использовании наиболее эффективных жидких топлив, известных в настоящее время. Результаты мно гочисленных исследований NASA и ВВС СШ А показывают, что для этого требуются по крайней мере две (часто три) ступени. Хотя внешне крылатая двухступенчатая система больше напо минает современный самолет, чем одноступенчатый баллистиче ский аппарат, режим его подъема совершенно не похож на само летный. Более того, разделение соединенных крыльев (поверхно стей) при параллельном расположении ступеней в условиях больших скоростных напоров, которые могут иметь место при аварийном прекращении полета, представляет собой не решен ную с точки зрения безопасности проблему.
К этому следует добавить проблему статической устойчиво сти, связанную с задним расположением реактивного двигателя; центр масс пустого аппарата оказывается позади центра давле ния.
С другой стороны, решение проблемы входа КК «Джемини» и «Аполлон» и накопленный опыт могут быть успешно использо ваны при проектировании одноступенчатых возвращаемых ап паратов (пилотируемых или непилотируемых) баллистического типа. Небольшое аэродинамическое качество таких аппаратов
|
|
|
|
|
|
|
* S e n a t o r |
F. Е. «Reuse Concepts-Technology |
Test Vehicles». |
Dougles |
Report No. DAC-56423, November 14, 1966. |
|
|
G o r d o n T. J., |
B o n o |
P. and S e n a t o r F. E. «Navigation and |
Guidance |
System Requirements |
for |
a |
Conceptual Single-Stage-to-Orbit Rensable Launch |
System». Douglas |
Report |
No. DAC-66496, November, |
1966. |
|
(порядка 0,5) может быть обеспечено путем смещения центра тяжести относительно оси симметрии. Исследования показали, что располагаемое аэродинамическое качество су[сх= 0,42 и уп равление креном дают возможность уменьшить максимальную перегрузку до 2,5, так что возможные пассажиры будут испыты вать перегрузку, превышающую двухкратную,'не более 1,5 мин. Су/схж 0,5 обеспечит маневренность аппарата — 1480 км по про дольной дальности и порядка 222 км по боковой дальности, что более чем достаточно для компенсации прогнозируемого разбро са точек посадки, представление о котором дает возвращение чисто баллистического аппарата типа «Меркурий» после 24 ча сов полета по орбите ожидания. Кроме того, точность приземле ния может быть еще более увеличена благодаря управлению на конечном участке и ручному управлению на режиме висения. По садка может совершаться на неподготовленную поверхность вблизи пускового комплекса. При решении проблем посадки на сушу могут быть использованы методика и средства, разработан ные для посадки на Луну лунного корабля по программе «Апол лон». Одноступенчатый баллистический аппарат может быть использован для прямой доставки грузов с Земли на Луну с дозаправкой на геоцентрической орбите. Такая задача для кры латой системы была бы иеключительно трудной ввиду отсутст вия на Луне атмосферы.
Вертикальная посадка на Землю возвращаемого аппарата имеет большие преимущества в условиях возможных поврежде ний аэродромов (посадочных дорожек). Простота в эксплуата ции одноступенчатого аппарата значительно сокращает время использования стартовой площадки по сравнению с двухступен чатой системой, и тем самым, приводит к уменьшению числа ап паратов, необходимых для обеспечения заданной частоты за пусков.
Исследования * по снабжению обитаемой космической стан ции на 370-километровой круговой орбите показали, что аппарат с несущим корпусом, рассчитанный на 6 человек, будет весить на 4800 кгс больше, чем соответствующий аппарат баллистической конфигурации типа «Аполлон». Если на баллистический аппарат установить систему ракетодинамического маневрирования при спуске того же веса 4800 кгс, то боковая маневренность балли стического аппарата будет на 40% больше по сравнению с аппа ратом с несущим корпусом. Иначе, при той же маневренности, которую имеет пустой аппарат с несущим корпусом, баллистиче ский аппарат может доставить с орбиты полезную нагрузку с относительным весом 25% от веса пустого аппарата.
* R o o t М. В. |
«Ап Evaluation of the National Space Jewentory for |
Logistics». Donglas |
Aircraft Company, Jnc., A IA A Paper No. 66-866 presented |
to A IA A Third Annual Meeting, Boston, November 31, 1966.
|
Общие данные |
|
V T O V L « |
V T O H L * * |
Продолжение |
|
|
V T O H L |
Стоимость летного |
экзем |
|
71,2 |
102,2 |
пляра, |
млрд долларов . . . |
|
а) |
1 шт................................... |
|
25,8 |
б) |
10 ш т |
|
24,1 |
|
66,6 |
95,6 |
в) |
50 шт.................................. |
|
16,1 |
44,5 |
63,9 |
Число ступеней . |
. . . |
1 |
2 |
2 |
П р и м е ч а н и е . Размеры на схемах Л А даны в метрах.
*V T O V L — v e r tic a l — ta k e o ff
ve r tic a l — L a n d in g
**V T O H L — v e r tic a l — ta k e o ff h o r is o n ta l — L a n d in g
(вертикальный старт, вертикальная посадка) (вертикальный старт, горизонтальная посадка)
П р и л о ж е н и е 6
ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕКОТОРЫХ РАКЕТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И ИХ СИСТЕМ
А. Весовые характеристики типовой ракеты-носителя*
|
|
|
|
|
|
Элементы ступени |
|
Вес, кгс |
Нагрузка (вес второй |
ступени) .......................................................... |
|
74100 |
Запас |
расходуемого т о п л и в а .......................................... |
........ . . |
139100 |
Запас |
нерасходуемого топлива................................................................ |
|
5600" |
Турбонасос ................................ |
.......................................................... |
910 |
Вспомогательные элементы ........................................................................ |
|
520 |
Трубопроводы топливной системы . . . . . . . . |
630 |
Система наддува................................................................................................ |
|
|
350 |
Конструкция . . |
................................................................................. |
3750 |
Общий вес ступ ен и ......................................................................................... |
|
|
226800 |
Отношение веса топлива ракеты к стартовому весу |
0,613 |
Отношение веса топлива ступени к общему весу ступени |
0,914 |
Скорость полета ступени Ѵк, м/с . |
......................................... |
3300 |
Начальная перегрузка |
по .......................................................................... |
|
1,13 |
Время работы двигателя т, с ......................................................... |
|
182,4 |
* A s t r o n a u t ic s , I, 1 9 6 3
