Спуск в атмосфере баллистический

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]

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]

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]

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]

Рис. 14.13. Зависимость дальности спуска в атмосфере Ь и суммарного теплового потока от баллистического параметра V,, = 7.8 км/с

Для последующего анализа воспользуемся приближенными аналитическими зависимостями, получаемыми путем интегрирования уравнений (1.101) при некоторых упрощающих допущениях. Подобные приближенные зависимости щироко использовались во многих работах, посвященных исследованию баллистического спуска в атмосфере Земли и планет (см., например, [43], с. 155). Итак, примем следующие допущения [c.109]

С помощью полученных уравнений мы будем изучать баллистический спуск в атмосфере, а пока обратимся к вопросу о движении при планирующем спуске ). [c.369]

Для расчета по этим формулам движения и нагрева баллистического снаряда при его спуске в атмосфере будем считать, что он имеет форму прямого кругового конуса, коэффициент аэродинамического сопротивления которого выражается уравнением (11.28). Если теперь этот конус рассечь вдоль оси и откинуть верхнюю половину, то получившийся корпус планирующего снаряда будет иметь прежний коэффициент аэродинамического сопротивления, а коэффициент подъемной силы его выразится как [c.371]

На рис. 11.13 показана расчетная зависимость максимальных замедлений от входного угла при баллистическом спуске в атмосфере. Видно, что вблизи нулевых значений этого угла замедление равно примерно 8g. Таким образом, при входных углах, не превышающих примерно 1 , величина максимального замедления лишь слабо зависит от этого угла однако при больших входных углах замедления быстро возрастают. [c.372]

Займемся вопросом о конвективном нагреве баллистического снаряда в процессе его спуска в атмосфере. При анализе такого нагрева будем предполагать ламинарное обтекание корпуса, что и имеет место в действительности. Чтобы показать это, заметим, что в условиях максимальной скорости нагрева [см. уравнения (11.40) и (11.53)] число Рейнольдса на единицу длины определяется формулой [c.372]

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]

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]

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]

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]

Подводя итоги, отметим, что на современном этапе баллистический спуск КА в атмосфере Юпитера трудно осуществим, ибо возможные погрешности знания параметров атмосферы в сочетании с ошибками в работе систем автономной навигации могут привести к максимальным перегрузкам, превышающим [c.443]

И только 2 марта 1968 года корабль Л1 под названием Зонд-4 был выведен на орбиту, затем с помош ью блока Д перешел на эллиптическую орбиту с апогеем около 300 тысяч километров. Однако облет Луны опять не состоялся — корабль направился не в ту сторону. 9 марта при подлете к Земле из-за сбоев в работе звездного датчика не была выполнена необходимая ориентация для входа в атмосферу. Спускаемый аппарат пошел на баллистический спуск в незапланированный район и был подорван системой самоликвидации над Гвинейским заливом. [c.335]

Очевидно, этот проект (получивший обозначение 5М ) был слишком сложным. Заместитель главного конструктора Пантелеев, которому поручили разработку проекта, для его упрощения и уменьшения числа стыковок в космосе, предложил увеличить массу станции путем модификации блока Д . Активный блок Д , функционирующий в качестве первой ступени, должен был передать топливо в пассивный блок, который использовался как вторая ступень при выведении на межпланетную траекторию. Благодаря такой модификации масса аппарата была увеличена с 8500 до 9335 килограммов, включая 200 килограммов резерва Скользящий спуск в марсианской атмосфере заменили на баллистический, изменив форму и конструкцию посадочного модуля. Если в первом проекте аппарат имел форму фары, то теперь ее заменил конический щит в виде зонтика диаметром 11,35 метра. От жесткой центральной части зонтика диаметром 3 метра отходили вниз бериллиевые спицы, к которым крепился тормозной конус, выполненный из стеклоткани. Перед запуском станции спицы располагались вдоль корпуса аппарата, а после перевода на межпланетную траекторию раскрывались, образуя аэродинамический щит. [c.770]

Предполагается, что некоторое тело, характеризующееся заданным баллистическим коэффициентом = входит со скоростью Уд в атмосферу и начинает аэродинамический спуск, тормозясь в плотных слоях. Здесь С,., S, /V/,, - соответственно аэродинамический коэффициент силы лобового сопротивления, характерная площадь и масса рассматриваемого тела. За границу атмосферы принимается Нд = 80 км, так как именно с этой высоты начинается достаточно сильное ее влияние на параметры движения. Скорость спуска V на данной высоте Н (на которой плотность атмосферы равна р ) рассчитывается по формуле [1] [c.158]

На рис. 11.4 показаны значения максимальных замедлений при прохож-дении земной атмосферы, вычисленные согласно уравнению (11.9) для входной скорости Уе = 36 ООО фут/сек. Интересно отметить, что эти замедления практически не зависят от массы и характеристик аэродинамического сопротивления баллистического снаряда. Последние определяют высоту точки максимального замедления, а также входят в выражение зависимости замедления от высоты в процессе прохождения атмосферы. Из рис. 11.4 видно, что за исключением очень малых углов входа замедления оказываются столь велики, что они допустимы лишь для очень прочных и хорошо укрепленных в снаряде грузов. Использование подъемной силы при спуске снаряда в атмосфере приводит к от- [c.360]

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]

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]

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 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]

Кривые, характеризующие изменение скорости, высоты и угла наклона вектора скорости к местному горизонту по времени, представлены иа рис. 14.5, а, б, в, а на рис. 14.13 показана зависимость суммарного теплового потока и дальности спуска в атмосфере от баллистического параметра. Видио, что с увеличением качества время спуска сильно возрастает. Спуск происходит не по плавной кривой, а по так называемой фугоиде. Движение по ией нежелательно, так как увеличиваются пики перегрузок, время спуска и суммарный тепловой поток. При этом также резко возрастает рассеивание точек приземления. [c.391]

НЕОБХОДИМОСТЬ ВЗАИМОСВЯЗАННОГО ВЫБОРА ПРОЕКТ-НО-БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КА. Под основными проектно-баллистическими характеристиками КА скользящего типа подразумевают прежде всего располагаемое аэродинамическое качество, а также приведеииую нагрузку на лобовую поверхность Р, (или баллистический параметр о ). Известно, что для аппаратов, управляемых по крену и осуществляющих посадку на планеты с более плотной атмосферой, решающее значение имеет величина Л расп> а величина Р, не играет прннщ -пиальной роли (по крайней мере, с баллистической точки зрения). Иначе обстоит дело при рассмотрении задачи спуска в атмосфере Марса. Здесь одинаково важное значение имеют оба рассматриваемых параметра. [c.437]

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]

Трудности спуска КА, входящих в атмосферу Земли с гиперболическими скоростями, в баллистическом отношении связаны, в первую очередь, с необходимостью обеспечить захват аппарата атмосферой, с уменьшением коридора безопасного движения, а также с проблемой переносимости экипажем КА перегрузок после длительного пребывааня в космосе. [c.422]

Для выявления основных особенностей движения КА в атмосфере планеты используют следующий прием. Производят расчет траекторий спуска для наиболее простого типа СА — баллистического. При этом оценивают значения основных траек-ториых параметров спуска — скорости, высоты полета, перегрузки, тепловых потоков (конвективных, радиационных и суммарных) и температуры. Эти параметры связаны с основными критериями, на которые ориентируются разработчики при создании СА. Например, величина скорости спуска на заданной высоте полета определяет требования к выбору вида системы мигкой посадки (СМП) величина перегрузки определяет требо-28 - 3455 433 [c.433]

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]

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]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...