книги из ГПНТБ / Величко К.Ф. Основы теории полета управляемых баллистических ракет учебное пособие

- Т40 -

орбите надо придать приращение скорости,равное л \ / ■ 214 м/сек.

п.2* Маневрирование космического аппарата на орбите

Для ооваршения управляемого движения КА должны иметь

ту требуются небольшие. Эта омтема включает в себя измери­ тельные органы и исполнительные органы - рулевые двигатели.

2 . управлять движением центра масс КА, или совершать маневр, это значит смещать центр маос в нужную сторону с первоначальной орбиты, а также ускорять или вамедлять его движение. Система управления движешем центра маоо КА долж­ на иметь в своем составе иамерительше приборы и исполни­ тельные органы - специальные реактивные двигатели. Назовем их основными двигателями КА. Очевидно, что рулевые двигатели могут быть использованы для управления движением центра масс КА. Основными двигателями КА могут быть двигатели либо импульсного действия сравнительно большой тяги, либо долго­ временного непрерывного действия малой тяги, либо их комби­ нирование.

Импульсные двигатели проще по устройству. Применение импульсного управления движением центра масс КА позволяет получить сравнительно простую программу управления и в то же время позволяет совершать маневры самого различного на­ значения.

Однако при решении вопросов "мягкой" посадки на пла­ неты и Дуну, а также сближения в космосе с другими КА, оче­ видно, должны быть двигатели, способные создавать малую

- 14t -

тягу с большим запасом времени раооты.

Реактивные двигатели на твердом топливе плохо поддаются регулированию в широком диапазоне тяг, а двигатели на ежатбм газе требуют большого расхода, следовательно,и запаса рабо­ чего тела - газа, что сильно утяжеляет космический аппарат. *

Создание малогабаритных,легких и эффективных двигателей, которце можно обеспечить рабочим телом, не перегружая Ж , является сложной задачей будущего. Для этой цели перспектив­ ны электрические двигатели. Электроэнергию можно-поучать непосредственно в космосе при помощи солнечных батарей, а создание ими даже малой тяги поэволи,т изменять да только на­ правление тяги, но и ее величину в широком диапазоне.

Комбинированное применение импульсного метода измене­ ния траектории движения центра масс /торможения, ускорения, например, при грубом оближении космических аппаратов,т.е, " для значительных изменений параметров орбиты /и непрерывной малой тяги - для коррекции движения и осуществления маневра, обеспечивающего их "мягкое" сближение, следует считать наибо­ лее выгодным.

В настоящее время применяются жидкостные реактивные двигатели, которые допускают регулирование тяги в широком диапавоне, а также применяются двигатели , использующие в качестве рабочего тела сжатый газ или продукты разложения однокомпонентного топлива.

п .З . Возвращение космического аппарата на Землю

Основную проблему возвращения КА на Землю составляет проблема рассеивания громадной энергии его движения. Наличие у Земли атмосферы при посадке на Землю позволяет иопользовать для гашения окореоти аэродинамические силы. Задачей опуска КА на Землю является достижение вполне определенной точки поверхности Земли.

На траектории спуска можно ориентировочно выделить сле­ дующие участки /р и с .З .б / i

-142 -

а/ участок гашения скорости при помощи тормозной дви­

Основная выдача на участке гашения скорости заключает­ ся в том, чтобы снизить скорость при помощи ТЩУ до вели­ чину обеспечивающей сход КА с орбиты и после баллистическо­ го полета на участке 2-3 вхоадение его в атмосферу с допус­

до скоростей 200-300 м/сек®^паратюта. Поэтому КА должен иметь

ляется при помощи специальных устройств для осуществления полета КА в район приэемления.

На участке посадочного маневра /5 - 6 / осуществляется "мягкая" посадка КА в.заданном районе. Начинается он ва не­ сколько метров до Земли. Скорость гасится специальными тормозными двигателями. Однако такого участка может и не

- 144 -

При больших углах входа весь огромный поток тепла передается эа короткое время и КА может сгореть еще • верх­

к уменьшению перегрузки и нагреванию КА, но сильно увеличи­ вает рассеивание, т .е . точность посадки КА мала и,кроме того,при наличии несущих поверхностей /если КА не предназ­ начен для планирования/ может произойти рикошет.ИВ этих ус­ ловий определяется &вх т'т .

Таким-образом угол входа в атмосферу /ориентировочно в точке 3 на рис.3*б/ должен находиться в диапазоне между

- 146 -

QttmieU Gtn лох , т .е . от 1° до 3°.

Поскольку допускаемые тепловые потоки и перегрувки дли непилотируемых КА больше, чем для пилотируемых , то интерви углов входа для них шире.

целая величина интервала воэможных углов входа накла­ дывает дополнительные ограничения на точность работы систе­ мы управления КА. Все ето ставит вопрос об управлении дви­ жением КА'в атмосфере с испольвованием аэродинамических сих, например, применение планирующих КА, что позволит расширить пределы интервала углов входа, в основном аа счет увеличе­ ния максимально возможного /без превышения допустимых пере­ грузок и тепловых потоков/ угла входа .

§5. Общие понятия о межпланетных полетах. ,

п.1 . Проблемы вывода на орбиты КА большого

веса

Основными средствами для выведения КА на орбиты явля­ ются многоступенчатые ракета-носители. Однако возможности ракето-носителей с химическим топливом ограничены, г .к . при возрастании веса КА резко возрастает вес ракеты-носителя /современные ракеты на жидком топливе могут вывести на ор­ биту полезную нагрузку весом около 256 от своего н е я в н о г о

затратам на строительство самой ракеты и стартового комп­ лекса /рис.' 3*7/. Поэтому встает вопрос об использовании промежуточных сборных космических станций, с которых могли бы запускаться сверхтяжелые КА. Тогда обычные ракеты по частям доставят на космическую станцию такой сверхмощный КА и ракету-носитель для него. Там их соберут и запустят по орбитам к другим планетам.

- Т4б -

4 Рис.3*7

Использование промежуточных станций выдвигает ряд до­ полнительных проблем:

- разработка методов встречи КА на орбите;

-маневрирование на орбите;

-методы заправки в условиях невесомости;

-производство различных работ в космосе.

При встрече на орбите возможны такие этапы полета:

а/ предварительное сближение /30-150 км/;

б/ доводка сближения до непосредственной близости /причаливание/;

в / стыковка; г / сборка.

На первом этапе могут использоваться промежуточные ор­ биты с выбором наиболее благоприятного момента сближения.

Раочет показывает, что вывод КА на промежуточные орби­

ты увеличивает надежность осуществления этих этапов пример­ но с 72 до 92 процентов и позволяет при старте снизить точ­ ность выведения КА на заданную орбиту. С другой стороны, точное выведение второго КА на орбиту, по которой совершает полет первый КА, требует осуществления запуска с точностью до долей секунды, причем возможность для осуществления еле-

147 -

дующего ввпуска может предоставляться только черев продолжи­ тельное время.

При использовании промежуточной орбиты старт 2-го КА о Земли для стыковки с первым КА может осуществляться с точ­ ностью + Ю мин., черев каждые 20 часов.

При выполнении межпланетных полетов КА должен выйти ив

Практически можно очитать, что на каждом ив трех участ­ ков КА будет находиться в сфере действия одного небесного

Сравнительно малая вторая космическая скорость Луны лежит в основе многочисленных предположений об использова­ нии Луны в качестве промежуточной станции для дальних кос­ мических рейсов.

промежуточную орбиту спутника планеты отправления. Дня этого ему в точке выключения двигателей "К" придается скорооть,рав­

сколько оборотов вокруг Земли или цекьше одного, в вавиоинооти от программы. Это время может быть использовано для уточ­

АМС от контрольной точки на заданной траектории на 20 тыс.км.