Траектория спуска баллистическая

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

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]

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]

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]

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]

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]

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]

Следует также отметить, что скоростной напор в конце траектории основного аэродинамического торможения при баллистическом спуске может достигать очень больших значений от 7000...8000 Н/м2 при = а (а — скорость звука) до 12 ООО...14 ООО Н/м2 при У = 2а на высоте = 35...45 км. [c.443]

Из представленных данных следует, что введение аэродинамической подъемной силы, постоянной на всей траектории снижения, приводит к расширению коридора входа по сравнению с баллистическим спуском. Так, для рассматриваемого примера Дйд = 1660 км, что на 260 км больше коридора входа, реализуемого при АГд = 0. Аналогичную картину наблюдают прн учете атмосферных возмущений. Однако во всем диапазоне изменения проектно-баллистических характеристик КА ширина коридора входа на атмосферном участке остается меньше навигационного. В отношении остальных параметров спуска отметим следую- [c.444]

Су = 0,3, а" = 30 . Этим данным соответствуют значения баллистического коэффициента о . = 0,2-10 м /кг и максимального аэродинамического качества Л" = 1,57. Б качестве номинальной траектории полета УББ рассматривалась траектория баллистического спуска с начальными условиями = 30 км, = 6,5 км/с, бд = -23 . Бремя полета (с высоты 30 км) 7= 20 с, скорость у цели = 975 м/с, угол наклона траектории в точке цели 9ц = -26,2 . [c.419]

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]

Для изучения характера движения снова воспользуемся уравнением (11.17). Если снаряд совершает баллистический спуск, то в случае, когда наклон траектории в начале спуска стремится к нулю, можно воспользоваться численным решением этого уравнения. Если же не стремится к нулю, то семейство решений уравнения (11.17) можно представить в виде [c.368]

Рассмотрим теперь влияние подъемной силы па характер спуска, уделяя основное внимание траекториям равновесного планирования. На такой траектории с уменьшением высоты и скорости полета замедления стремятся к максимуму. Влияние аэродинамического качества снаряда на максимальные замедления показано на рис. 11.18. Видно, что даже для очень малых значений отношения подъемной силы к силе сопротивления, величиной порядка 0,5, имеет место резкое снижение максимальных замедлений по сравнению с замедлением баллистического снаряда. Когда же аэродинамическое качество становится близким к 1 и более, замедления [c.375]

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]

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]

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]

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]

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]

Посадкой КА на Землю работа баллистиков еще ие заканчивается по всей имеющейся баллистической и телеметрической информации происходит привязка траектории с целью выяснения правильности принятых решений, оценки работоспособности систем, обеспечивающих спуск, выдачи рекомендаций на последующие полеты. [c.497]

Б первом варианте (0ц = -16 ) траектория у цели является более пологой, чем при баллистическом спуске, поэтому в процессе наведения УББ совершает маневр типа "пикирование- кабрирование", а во втором варианте (0ц = -36 ) траектория у цели более крутая и УББ совершает маневр типа "кабрирование-пикирование" (см. рис. 1.29). При этом на участке пикирования поперечная перефузка отрицательна, а на участке кабрирования - положительна. [c.419]

Но это все шуточки, а сотрудникам ЦКБЭМ в те дни было совсем не до смеха. На обратном пути из-за ошибки операторов вышла из строя от нагрева гироплатформа, отказал и датчик ориентации по звездам и Солнцу. Коррекция траектории Зонда-5 производилась с помощью микродвигателей ориентации и датчика Земли, это позволило спускаемому аппарату совершить спуск по баллистической траектории в Индийский океан. Черепашки вернулись на Землю живыми и невредимыми. [c.336]

В настоящее время некоторые виды систем радиоуправления межконтинентальными баллистическими снарядами способны обеспечить спуск контейнера на поверхность Луны с точностью порядка 100 миль. Однака эти же системы привели бы к промаху при полете к Венере или к Марсу на десятки тысяч миль поэтому здесь необходимы системы управления на промежуточном и на конечном участках траектории полета. Весьма возможно, что при осуществлении мягкой посадки на Луну будут применяться некоторые модификации допплеровских радаров, которые измеряли бы скорость спуска, как это делается сейчас в некоторых автопилотах вертолетов. Результат измерения скорости сближения корабля с поверхностью может быть использован как сигнал обратной связи в системе управления скоростью спуска ракеты таким образом, чтобы соприкосновение ее с поверхностью Луны произошло на очень малой скорости. [c.617]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...