2. Литературно-патентный обзор

Как указано в [1], унос массы с поверхности тела за счет аэродинамического нагрева за время движения порядка минуты с указанными скоростями входа становится сравнимым с начальной массой, а форма тела, особенно ее лобовая часть, существенно изменяет свой вид. Это обстоятельство влечет изменение закона движения по сравнению с движением твердого тела постоянной массы. Расчеты, проведенные в [1] показывают, что существенной особенностью абляции тел является разная скорость уноса в направлениях x, y, z, причем в поперечном направлении тела становятся менее асимметричными. Полученные результаты показывают, что вариантов при скоростях входа в атмосферу Земли нельзя рассчитывать траекторию движения тела заранее.

Для получения конкретных данных необходимы экспериментальные исследования.

В [2], показано, что при повышении температуры наблюдается унос массы как фенолформальдегидной смолы, так и углеродной ткани. Аналитические решения для величины массового уноса с поверхности материала в зависимости от скорости уноса за счет пиролиза углепластика приведены в [3].

В [4] описано устройство управления летательным аппаратом, которое может быть использовано в системе управления полетом гиперзвукового летательного аппарата при движении его в плотных слоях атмосферы. Устройство для управления полетом гиперзвукового летательного аппарата, содержащее теплозащитный корпус летательного аппарата, блок измерительных элементов инерционной системы стабилизации, блок задания траектории полета летательного аппарата, бортовой вычислительный комплекс с блоками ввода - вывода и m исполнительных элементов изменения аэродинамических свойств летательного аппарата, теплозащитный корпус летательного аппарата выполнен из абляционного материала, выходы блоков измерительных элементов инерционной системы стабилизации и задания траектории полета летательного аппарата соединены непосредственно с входами бортового вычислительного комплекса, выходы которого через блок ввода - вывода связаны с управляющими входами m исполнительных элементов изменения аэродинамических свойств летательного аппарата, отличающееся тем, что содержит n (nm) датчиков абляции материала, чувствительные элементы которых размещены внутри абляционного материала теплозащитного корпуса летательного аппарата, выходы датчиков абляции подключены к входам блока ввода бортового вычислительного комплекса, чувствительный элемент первого датчика абляции материала установлен в наконечнике теплозащитного корпуса летательного аппарата в точке полного торможения набегающего потока, чувствительные элементы второго и третьего датчиков абляции материала установлены симметрично относительно продольной оси корпуса летательного аппарата вдоль его огибающей в порядке удаления от первого датчика в точках наибольшего теплового потока_х2,3=0,7·R, где _х2,3 – координаты расположения чувствительных элементов второго и третьего датчиков; R – радиус сферического притупления наконечника корпуса летательного аппарата [4].

Рисунок 1.

Аналогичное устройство описано [5], способ управления полетом гиперзвукового летательного аппарата, основанный на измерении величины уноса абляционного теплозащитного материала гиперзвукового летательного аппарата, сравнении результатов измерений величины уноса абляционного теплозащитного материала с заданным значением, формировании управляющего разностного сигнала и отработке его исполнительными устройствами системы управления полетом гиперзвукового летательного аппарата, отличающийся тем, что измеряют температуру теплозащитного материала дифференцированно по его поверхности и глубине, начиная с момента начала его разогрева, и сравнивают результаты измерений с расчетными значениями менее напряженных тепловых участков траектории полета для последующей отработки разностного управляющего сигнала исполнительными устройствами системы управления полетом гиперзвукового летательного аппарата.