Спуск баллистический

Обращаясь теперь к задаче нагрева в процессе спуска баллистического снаряда, из уравнений (11.27) и (11.40) имеем [c.370]

Рис. 11.22. Сравнение траекторий спуска баллистического, планирующего и рикошетирующего снарядов.

Отличительная особенность этих летательных аппаратов состоит в том, что они входят в плотные слои атмосферы с очень большой скоростью, а поэтому испытывают сильное влияние аэродинамического нагрева. С целью предохранения от разрушения, вызванного этим нагревом, поверхность этого аппарата должна быть снабжена теплозащитой. Снижение скорости при спуске обеспечивается при помощи тормозных двигателей и парашютов. Существенные недостатки баллистического спуска связаны со значительными перегрузками летательных аппаратов. Эти перегрузки можно уменьшить, если использовать конструкцию спускаемого летательного аппарата с повышенным аэродинамическим качеством, т. е. с увеличенной подъемной силой. При такой подъемной силе ограничение перегрузок одновременно сопровождается снижением угла входа, т. е. уменьшением захвата атмосферой спускаемого аппарата. Это позволяет значительно снизить тепловые нагрузки, повысить маневренность. [c.126]

Системы радиационного охлаждения ограничены по максимальному удельному тепловому потоку, но практически могут работать при произвольном суммарном теплоподводе Qe. Вся область справа и вверх от предельных кривых может быть реализована лишь при пористом и разрушающемся принципах тепловой зашиты. Что касается весовой эффективности теплозащитной системы, под которой мы понимаем величину, обратно пропорциональную ее массе, необходимой для поддержания нормальных условий работы под единичной площадью поверхности тела, то ее можно проиллюстрировать рис. 1-6,6. Для всех космических аппаратов, время спуска которых менее 500 с, разрушающиеся теплозащитные материалы обладают абсолютными преимуществами перед другими возможными методами. Так, масса тепловой защиты головной части баллистической ракеты дальнего действия из меди оказывается в 50 раз больше, чем из стеклопластика. Для очень продолжительных, а следовательно, и менее теплонапряженных спусков в атмосфере на первое место выходят последовательно массообменная, а затем радиационная система тепловой защиты. [c.26]

Затупленная форма спускаемых аппаратов, первоначально выбранная из-за меньшего нагрева аппаратов подобной формы при баллистическом входе в атмосферу, теперь детально исследуется применительно к полетам с подъемной силой, возникающей при движении аппарата под углом атаки. Особенно выгоден планирующий спуск при скоростях входа, больших или равных второй космической. Такие скорости входа являются следствием сложения скорости полета по межпланетной траектории со скоростью свободного падения на Землю и могут варьироваться для рассматриваемых траекторий от 12 до 21 км/с. При возвращении от Марса с облетом Венеры скорость входа составляет 16,3 км/с. [c.285]

Форму тонкого конуса могут иметь высокоточные головные части баллистических ракет. Движение таких тел происходит на малых углах атаки, что даёт минимальное рассеивание точек падения и малое время спуска. При этом точность попадания в цель таких тел должна быть высокой, что в свою очередь предопределяет высокую точность расчётов. Следовательно, и в этом случае следует использовать для расчётов нелинейную математическую модель. [c.98]

Особенностью возмущённого движения тела относительно центра масс является изменение собственной частоты колебания в процессе спуска в атмосфере. Частота колебания тела, а следовательно и частоты колебаний измеряемых угловых скоростей и перегрузок (5.15), изменяется пропорционально корню квадратному от скоростного напора. И если в начале траектории частоты колебаний невелики, то на участке траектории в окрестности точки, соответствующей максимальному скоростному напору, частоты колебаний могут достигать весьма больших величин. Чем круче траектория спуска, меньше баллистический коэффициент и больше запас статической устойчивости, тем больше частоты изменения измеряемых функций. В таких случаях получить оценку вектора состояния по МНК (5.25) весьма трудно, поскольку частота измерений должна на порядок превышать частоту колебаний самого тела. Такого ограничения не существует для интегрального метода, однако его точность ниже, чем точность метода наименьших квадратов, так как число независимых медленно меняющихся функций (5.21) в два раза меньше количества измерений в каждой точке = 1,2,...,Ж) — три против шести. [c.153]

Описанный вариант спуска с орбиты называется баллистическим и характеризуется тем, что аэродинамическая сила состоит из одной лишь силы лобового сопротивления, а подъемная сила полностью отсутствует. [c.121]

Спуск, при котором действует подъемная сила, называется планирующим или спуском с аэродинамическим качеством. В случае баллистического спуска с =0 и, следовательно, аэродинамическое качество равно нулю. [c.122]

По сравнению с баллистическим спуском спуск с аэродинамическим качеством приводит к резкому снижению перегрузок, так как торможение растягивается на значительно больший промежуток времени. [c.262]

Благодаря подъемной силе спускаемый аппарат после погружения в атмосферу двигался по траектории, которая изгибалась не вниз, как при баллистическом спуске, а вверх (рис 103). Поэтому аппарат вышел из плотных слоев атмосферы и перешел на участок неуправляемого баллистического полета. За время первого погружения в атмосферу скорость аппарата уменьшилась примерно с 11 до 7,6 км/с. Максимальные значения коэффициента продольной перегрузки составили 4—7. [c.264]

Максимальная перегрузка при баллистическом спуске с низкой орбиты спутника Марса (например, при высадке на Марс людей) — порядка 1,5, в то время как при аналогичном спуске с низкой ор- [c.372]

Траектория спуска с использованием аэродинамического качества позволяет уменьшить максимальные перегрузки, действующие на экипаж на участке спуска до 3...4 единиц, в то время как они достигают 8... 10 единиц при баллистическом спуске у аппаратов типа "Восток". [c.70]

Полет в атмосфере с использованием аэродинамического качества уменьшает не только силовое воздействие (перегрузки), но и тепловое (значительно уменьшается нагрев) и позволяет повысить точность приземления. Во время управляемого спуска на поверхности аппарата выделяется в 10 раз меньше теплоты, чем при баллистическом спуске. Но и этого теплового потока достаточно, чтобы расплавить металлическую конструкцию корпуса аппарата, так как температура обтекающего его воздушного потока в ударной волне достигает 3500...4000 °С. Поэтому на переднюю, наиболее нагревающуюся часть, установлен лобовой теплозащитный экран 59, отделяемый от аппарата перед посадкой. Экран состоит из нескольких слоев материалов с низкой теплопроводностью. Под воздействием тепловых потоков поверхность наружного слоя экрана нагревается и сублимирует, т.е. испаряется, минуя жидкую фазу - фазу плавления. Мощный встречный поток воздуха уносит частицы горящего материала, аккумулировавшие большую часть теплоты, и за время спуска масса теплозащиты уменьшается. За счет более низкой теплопроводности и высокого термического сопротивления материалов внутренних слоев теплозащиты фронт тепловой волны не успевает достигнуть металлической конструкции корпуса СА и она остается неповрежденной. [c.70]

Характер траектории спуска в атмосфере определяется в основном его аэродинамическими характеристиками. При отсутствии подъемной силы у СА траектория его движения в атмосфере называется баллистической, а при наличии подъемной силы - либо планирующей, либо рикошетирующей. Движение по планетоцентрической орбите не предъявляет высоких требований к точности наведения при входе в атмосферу, поскольку путем включения двигательной установки для торможения или ускорения сравнительно легко скорректировать траекторию. При входе в атмосферу со скоростью, превышающей первую космическую, ошибки в расчетах наиболее опасны, так как слишком крутой спуск может привести к разрушению СА, а слишком пологий - к удалению от планеты. [c.120]

Скорость входа в атмосферу у космических аппаратов заметно выше, чем у боевой части баллистической ракеты дальнего действия. При спуске с низкой орбиты скорость близка к круговой, а пр И возвращении от Луны — ко второй космической. [c.335]

Первый в истории космонавтики пилотируемый аппарат Восток спускался по баллистической траектории, т. е. не имел никаких дополнительных устройств для регулирования процесса торможения па атмосферном участке. Это обеспечивало простоту системы, но приводило к значительным перегрузкам. В современных системах Союз и Аполлон используется аэродинамическая подъемная сила, которая позволяет сделать траекторию более пологой и затягивает процесс торможения. Мало того, система ориентации допускает регулирование перегрузок. Достигается это довольно простыми средствами. [c.335]

Головная часть боевой баллистической ракеты и спускаемые космические аппараты находятся в несравненно более тяжелых температурных условиях. Количество тепла, которое получает конструкция на участке спуска в атмосфере, пропорционально, грубо говоря, потерянной кинетической энергии и зависит от аэродинамических характеристик, в основном от отношения сопротивления трения к полному лобовому сопротив- [c.342]

Рассмотрим несколько подробнее основные особенности и проблемы спуска КА в плотных слоях атмосферы. Прн этом для определенности будем рассматривать наиболее простой баллистический спуск — это спуск без участия подъемной силы, когда на всем участке снижения = О (К = 0). Спуск при участии подъемной силы, когда (К 0), называют в общем случае [c.376]

Формула (14.11) не работает только в области углов входа, близких к нулю. Из ее рассмотрения видно, что максимальная перегрузка не зависит от баллистического параметра а . Однако текущая перегрузка при прочих равных условиях больше у аппарата с большим значением что следует из формулы (14.10). Это подтверждается данными, представленными иа рис. 14.4. На аппаратах с разными значениями (прочие условия одинаковы) максимальные перегрузки равны, ио достигаются в разное время иа траектории спуска. При этом полное время спуска [c.385]

Подведя итоги, отметим, что баллистический спуск характеризуется большими перегрузками (п х температурами на поверхности СА > 2500 °С), суммарными тепловыми потоками (Q (21...42) 10 Дж/м2) и большим рассеиванием точек посадки. Однако главные его достоинства — сравнительная простота и надежность практической реализации — обусловили применение аппаратов баллистического типа в качестве первых спускаемых КА. [c.385]

Даже небольшое значение аэродинамического качества приводит к существенному уменьшению максимальных перегрузок. При разработке аппаратов, обладающих подъемными силами, проводили поиски форм, располагающих максимальным значением коэффициента лобового сопротивления, на которых можно получить подъемную аэродинамическую силу — качество СА. Отмеченные обстоятельства способствовали появлению аппаратов так называемого скользящего спуска, базирующихся на формах для СА баллистического типа и отличающихся большими значениями коэффициентов лобового сопротивления (С > 1) и подъемной силы (С > ОЗ...0,5) прн небольшом значении качества (Я = 0,2...0,4). [c.387]

Чтобы иллюстрировать влияние выбора методики расчета на конечный результат, приведем данные анализа толщины унесенного слоя для носка баллистической головной части с радиусом кривизны 12,5 мм при полете ее по траектории спуска с баллистическим коэффициентом 25 000 кг/м [Л. 7-15]. Минимальную толщину унесенного слоя дают расчеты но методике Скала — 18 мм графита, при оценках по данным работы Долтона она получается равной 32,5 мм, а по данным таблиц JANAF —21 мм. Различие в скорости уноса массы достигает 80—90%, а в максимальной температуре разрушающейся поверхности — 800 К. Как показали расчеты, с ростом давления ре занижение теплоты образования циана сказывается все в меньшей степени и для рассмотренной головной части отличие в толщине унесенного слоя этого варианта от расчетов по таблицам JANAF составляет не более 3%. [c.184]

В ряде случаев имеет смысл упростить полные уравнения движения тела, для этого введём некоторые несущественные, с точки зрения анализа вращательного движения, допущения. В задачах о спуске в атмосферу Земли неуправляемых летательных аппаратов баллистического или полубаллистического типа можно полагать, что дальность и продолжительность атмосферного участка невелики по сравнению с орбитальным участком, в связи с чем Землю можно рассматривать как невращающийся шар с центральным полем притяжения. Если не ставится специальной задачи, то, как правило, ветровые возмущения также не учитываются. При указанных допущениях для описания поступательного движения тела целесообразно воспользоваться траекторной OXkYkZk и нормальной OXgYgZg системами координат (рис. 1.5), связь между которыми осуществляется с помощью двух углов угла наклона траектории -д и угла курса фа- Уравнения движения центра масс тела можно представить в виде [1 [c.26]

В баллистическом режиме спускались на воду американские корабли Шеркурий , имевшие форму конусов с большим лобовым сопротивлением [c.121]

Планирующий спуск облегчает приземление космонавтов, так как медленное торможение, происходящее к тому же на большей высоте, приводит к уменьшению коэффициента перегрузки до величины порядка 3—4 (для баллистического спуска он составляет 8—10). Кроме того, при планирующем спуске существует возможность маневрирования по дальности, а также некоторого бокового маневрирования, что позволяет более точно осуществлять посадку. Планирующий спуск может включать в себя в принципе и моменты подъема вверх благодаря рикошетированию от атмосферы. [c.122]

Использование подъемной силы позволяет значительно увеличить ширину коридора входа по сравнению с его шириной при баллистическом спуске (до 82 км по данным [3.29]). Кроме того, оно дает возможность дополнительного (в частности, бокового) маневрирования в атмосфере, что позволяет с гораздо большей точностью совершить посадку [3.25]. Если понадобится, может быть осуществлено рикошетировапие с целью увеличения дальности полета. При повторном (после рикошетирования) погружении в атмосферу с помощью подъемной силы могут быть скомпенсированы ошибки предыдущего выхода из атмосферы. Если номинальная дальность с рикошетированием составляет 15 ООО км. [c.261]

Стартовавшая 15 сентября 1968 г. с промежуточной орбиты советская станция Зонд-5 18 сентября обогнула Луну, пройдя на расстоянии 1950 км от ее поверхности, и 21 сентября вошла со скоростью около И км/с в атмосферу. На пути к Луне на расстоянии 325 ООО км от Земли и на обратном пути на расстоянии 143 ООО км были проведены коррекции, причем первая обеспечила пролет Луны на заданном расстоянии, а вторая, с импульсом 0,35 м/с (0,005% скорости),— вход в атмосферу под заданным углом 5—6°. Перед входом от станции отделился спускаемый аппарат. Температура в слое газа между аппаратом и ударной волной достигала 13 000°. Баллистический спуск завершился посадкой в Индийском океане после того, как на высоте 7 км (при скорости 200 м/с) сработала парашютная система. Коэффициент перегрузки не превышал 10—16. Расчетная высота условного перигея 35 км. Увеличение этой высоты на 25 км привело бы к незахвату атмосферой, а уменьшение на 10 км — к чрезмерным перегрузкам и перегреву. [c.262]

В советской работе 1979 г. [4.83] указывается, что по существующим условиям навигационный коридор входа в атмосферу 10питера имеет ширину 1100-4-1300 км. Это значит, что точность попадания по высоте составляет 550-4-650 км. Как показал опыт спусков в атмосфере Венеры, научная аппаратура способна выдержать перегрузки 2004-300 единиц. Баллистический спуск в атмосфере Юпитера трудно осуществим, так как неточность знания нами атмосферы и ошибки навигации могут привести к перегрузке 450-4-500. Слишком узок баллистический коридор входа. Использование же аппарата скользящего типа с аэродинамическим качеством 0,3 расширяет коридор входа до 1300 км (предполагается допустимая перегрузка 250), причем имеется в виду возможность управления подъемной силой путем изменения ее знака (см. 2 гл. 11). Масса теплозащиты должна составлять 35-4- 55% массы зонда. [c.418]

При баллистически расчетах траектцрий спуска обычно принимают, что атмосфера Земли простирается до 80—90 км Точка пересечения траектории списка с верхней грэ1[НЕСй атмосферы называется тонкой входа. Параметры движения КЛ, относящиеся к этому моменту, называются параметрами входа и 6у-д т обозначаться в дальнейшем индексом вх [c.115]

Пря спуске с аэродинамическим качеством появляющаяся подъемная сила, обусловленнал несимметричностью обтекания воздушного потока, позволяет управлять движением КА путем его разворота вокруг продольной оси. В зависимости от направления подъемной силы У различают траектории с пикированием К<0) и кабрированием (/>0). При достаточно большой величине аэродинамического качества К=С Сх кабрирующие траектории могут приобрести волнообразный характер с одним или несколькими рикошетами. В этом случае максимальные перегрузки Ппша могут быть значительно снижены по сравнению с перегрузками при баллистическом спуске, но общее время спуска значительно возрастет. Использование пикирующих траекторий, наоборот, позволяет сократить время спуска при значительном увеличении перегрузок, [c.118]

Атмосферный участок ни С.ходящеп ветви траектории, так же как и участок выведения, снова рассчитывается численным интегрированием, но уже в относительной системе координат, связанной с Землей, после обратного перехода на этот раз от абсолютного движения к относительному. И надо иметь в виду еще одно немаловажное для баллистических расчетов обстоятельство. Земля — не идеальный щар. Оиа сплюснута к полюсам. Разница между экваториальным и полярными радиусами составляет примерно 21 Км, Параметры стандартной атмосферы по высоте задаются от уровня океана. Поэтому конец и начало атмосферных участков полета при выведении и спуске могут существенно отличаться от того, что дает нам сферическая модель Земли. При баллистических расчетах это, конечно, принимается во внимание. [c.330]

СА (унос массы нсключается), то следует искать пути резкого уменьшения максимальных температур, т. е. режим снижения должен отличаться от баллистического [124]. В заключение отметим, что масса теплозащитного покрытия современных СА не превышает 10...15% от его собственной массы. Подобная организация процесса спуска СА энергетически более выгодна, чем организация активного торможения. [c.381]

Для спуска по баллистической траектории (С 0) принципиально годится любая из приведенных форм, необходимо только обеспечить спуск с нулевым углом атаки (а = 0). При этом иа СА типа 2, 3 (см. рис-14.9) можно снижаться как тупым, так и острым концом вперед. В рассмотрение были приняты следующие соображения. Траекторные параметры в конце участка основного аэродинамического торможения (скорость и траектор-ный угол н 0 на высоте ft, ) являются начальными для заключительного участка — участка мягкой посадки. Прежде всего необходимо, чтобы конечная скорость была по возможности меньшей, прн этом обязательно меньше скорости звука. Этому требованию при прочих равных условиях лучше всего удовлетворяют формы с максимальным значением коэффициента лобового сопротивления С , что следует из формулы для установившейся скорости снижения (14.1). Максимальное значение имеют СА типа 2 н 3 (см. рнс. 14.9) при движении тупым концом вперед. Надример, при движении СА тупой частью вперед (форма 2 на рис. 14.9) - 1,2 (а наоборот —С < 0,4). В первом случае скорость в конце участка основного аэродинамического торможения будет почти в 1,5 раза меньше. Кроме того, при снижении тупым концом вперед наиболее мощное теплозащитное покрытие можно наносить только на лобовую часть, так как задняя часть находится в аэродинамической тени. Однако первый СА Восток , на котором совершил спуск Ю. Гагарин, имел шаровую форму. Хотя у нее несколько меньший, чем у форм 2 илн Э (= 0,8 вместо 1,2), однако именно шаровой форме было отдано предпочтение. Объясняют это тем, что на первый план было выдвинуто соображение надежности шаровая форма, обеспечивая дозвуковые конечные скорости позволяет осуществить спуск без специальной системы стабилизации, так как устойчивое снижение возможно прн соответствующем вза- [c.382]

Из системы уравнений (14.1) видно, что прн баллистическом спуске повлиять на траекторию полета можно только с помощью параметров С, или изменив их определенным образом. Практически реализовать это достаточно сложно, а достигаемый эффект не очень значителен. В силу этого в настоящее время на аппаратах баллистического типа не устанавливают специальных систем для управления дальностью полета, и форма СА остается неизменной во все время спуска (не считая обгара). Учитывая отмеченное, основным параметром, характеризующим СА баллистического тнпа, является баллистический Сх5м [c.384]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...