2 Cпускаемый аппарат

Разработка СА, сочетающего в себе функции отсека КК и самостоятельного атмосферного летательного аппарата, является одной из самых сложных задач создания пилотируемого КК. Особенностью полета СА является необратимость происходящих событий, так как начатый спуск прервать практически невозможно, и СА неизбежно пройдет сквозь плотные слои атмосферы и будет приближаться к Земле. Это существенно ужесточает требования к системам и конструкции СА в части их надежности, степени резервирования и обеспечения безопасности экипажа.

2.1 Задачи спуска и приземления

На этапе возвращения на Землю главные задачи состоят в торможении СА при полете в атмосфере и в обеспечении его посадки. Граница участков спуска и приземления лежит на высотах 5—10 км, ниже которых движение близко к установившемуся и проходит со скоростями 100—200 м/с при перегрузках, мало отличающихся от единицы.

Между задачами спуска и приземления существует прямая связь, причем способ посадки выбирается с учетом технических решений по участку спуска. Для КК, форма которых обеспечивает эффективное управление на сверхзвуковых скоростях с выходом в район посадочной полосы, а на дозвуковых режимах — планирование с относительно небольшой вертикальной скоростью, рациональна горизонтальная посадка — самолетный способ посадки, а для СА, имеющих малое аэродинамическое качество (т.е. слабо выраженные несущие способности корпуса) и движущихся на предпосадочном участке почти вертикально, — вертикальная посадка, требующая применения специальных средств торможения (парашюты, двигатели, роторы и т. п.) и дополнительных систем, амортизирующих удар о грунт (воду), что в совокупности обеспечивает допустимые для экипажа условия приземления (приводнения). Вертикальный способ посадки использовался, например, на кораблях «Союз» и «Аполлон».

2.2 Аэродинамические характеристики

При движении любого тела в воздухе на него действуют силы давления, зависящие от скорости, плотности воздуха, формы тела и его положения в потоке. Их результирующая (суммарная) сила определяется как интеграл от сил давления по поверхности тела и проходит через точку, называемую центром давления. Интеграл от моментов сил давления относительно точки, называемой центром масс (центром тяжести), дает аэродинамический момент, который может быть представлен как произведение результирующей силы на ее плечо относительно центра масс. При выделенном моменте аэродинамические силы (или их составляющие) рассматриваются как приложение к этому центру. Силы и моменты (рисунок 1) выражаются через безразмерные аэродинамические коэффициенты:

F = CqS; ( 1 )

М = mqlS, ( 2 )

где C и m – безразмерные коэффициенты подъемной силы и момента

соответственно;

- скоростной напор;

где - плотность воздуха;- скорость полета;

S – характерная площадь (миделя или крыла);

l – характерный размер (например, длина КА).

Рисунок 1 - Схема аэродинамических сил при движении СА на балансировочном угле атаки и размещении экипажа:

V — скорость полета; R — результирующая (суммарная) аэро­динамическая сила; Y—подъемная сила; Q — сила лобового сопротивления; N и Т — нормальная и тангенциальная силы соответственно (вариант разложения суммарной силы); М — аэродинамический момент; _бал—балансировочный угол ата­ки; — угол между результирующей силой и линией спины человека;—угол суммарной силы к оси СА;Y_Т—боковое смещение центра тяжести; Х_Т и X_Д — продольные координаты центров тяжести и давления; ЦТ — центр тяжести; ЦД — центр давления

Одним из главных параметров СА является аэродинамическое качество – отношение подъемной силы к силе сопротивления

К = С_у/С_х (3)

где С_у и С_х – коэффициенты подъемной силы Y и силы сопротивления Q соответственно (см. рисунок 1).

Типичные аэродинамические характеристики осесимметричного СА сегментальной формы показаны на рисунке 2. В силу влияния аэродинамических возмущений (например, начального угла атаки) возникает движение летательного аппарата вокруг центра масс, что требует решения вопросов статической и динамической устойчивости.

Рисунок 2 – Примерные аэродинамические характеристики СА на сверхзвуковых скоростях

Статическая устойчивость— это свойство летательного аппарата приобретать при выходе из положения равновесия такие аэродинамические моменты, которые вновь возвращают его в это положение. В простейшем случае это возможно, если центр давления находится за центром тяжести (по отношению к передней точке летательного аппарата) и аэродинамическая сила создает восстанавливающий момент. В этом смысле расстояние между центрами давления и тяжести, отнесенное к длине аппарата, обычно называют запасом статической устойчивости, а угол атаки, при котором существует устойчивое равновесие (момент равен нулю, а его производная по углу отрицательна), — балансировочным. Чтобы получить на осесимметричном аппарате сегментальной формы подъемную силу, следует (см. рисунок 2) придать ему определенный угол атаки, балансировка на котором может быть обеспечена созданием весового эксцентриситета (см. рисунки 1 и 2).

Динамическая устойчивость - это способность летательного аппарата создавать стабилизирующие моменты в процессе его колебаний вокруг центра масс. При наличии углом скорости мгновенный угол атаки различен по длине аппарата, что создает некоторый дополнительный момент. Если производная этого момента по угловой скорости отрицательна, то момент демпфирующий, в противном случае — антидемпфирующий. Характеристики динамической устойчивости учитываются при проектировании летательного аппарата и его системы управления.