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

- 150 -

Дается дополнительная скорость, которая в сумме с первой космической скоростью VkI соотавит величину второй косми­ ческой /параболической/ скорости VVj ■ / VkI - \/к1+ $/ •

Участок разгона /СД/ выгоднее всего начинать в апогее промежуточной орбиты,т.к. в этом случае требуются наимень­ шие энергетические затраты для достижения требуемой скорооти.

параболической траектории, а, при скорости V>V*tno гиперболи­ ческой траектории. По отношению к Солнцу эти траектории бу­

выполняющему полет по орбита вокруг Земли, в апогее эллипти­ ческой орбиты сообщают приращение скорости, доведя скорость как минимум до величины_второй космичесьой. Тогда выходная скорость равна Vxe-V+MxS • При этом траектория КА будет параболической по отношению к Земле и эллиптической по отно-

- 152 -

лететь половину вллипса /полуэллиптичеокая траектория / и полет до Марса эвймег 259 суток /таблица 3 .4 /.

Отрицательной стороной полета по полуэллиптической

'траектории является большая продолжительность полета, что требует высокой надежности работы всех сиогем КА, усложняет систежу жизнеобеспечения, «увеличивает опасность повреждения при встрече с различными телами в космосе.

уменьшить время полета можно ва счет большего прираще­

ния скорости и тогда суммарная скорость КА будет несколько

тической по отношению к Солнцу. Причем эти эллипсы будут тем

щение времени полета до орбиты Марса в зависимости от вели­

Значительно сократить время полета можно в том случае, если выполнять межпланетные полеты не по эллиптическим,а по параболическим и гиперболическим траекториям относительно Солнца. Для получения таких траекторий надо придать КА третье космическую скорость Vim /парабола/ или скорость несколько большую,чем VkjTi /гипербола/. По определению, третья косми­ ческая скорость равна второй космической скорости тела отно­ сительно Солнца.

участка траектории; Хск~ радиус-вектор конца активного учаотка траектории,

отсчитываемый от центра масс Солнца.

Под третьей космической скоростью V*ff/ понимают ту ми­ нимальную геоцентрическую /относительно Земли/ скорооть,

которую должна иметь ракета в точке "К" после старта у по­ верхности Земли для того, чтобы она могла удалиться на лю- . бое сколь угодно большое расстояние от Солнца /за.солнечную

систему/.

При этом имеются в виду следующие условия:

-164 -

1/ влияние на ракету других тел, кроме Солнца и Земли, можно не учитывать;

2/ подучив Чкй , ракета должна уйти в бесконечность

- 155 -

Таблице 3.5

На заключительном этапе межпланетного перелета КА дол­ жен войти в сферу действия планеты прибытия, выйти на орби­ ту ее опутника и произвести посадку в заданном районе.

Относительная скорость , с которой КА войдет в движу­ щуюся ему наперерез или нагоняющую его сведи «фару дейст­ вия, воегда будет больше местной /на границе С(фари дейст­ вия/ параболической скорости в поле тяготения пикеты . По­ этому траектории внутри сферы действия планеты прибытия воегда будут гиперболами и КА должен неизбежно покинуть ее, если только он не войдет в плотные слои атмосферы планеты или не уменьшит скорость /с помощью тормозного ракетного двигателя / до круговой или эллиптической.

уменьшив окорость, КА войдет на орбиту (Искусственного спутника исследуемой планеты. Тормовной импульс должен быть тем больше, чем больше относительная окорость встречи КА со сферой действия планеты. Наименьшей эта гокорооть будет в случае перелета по полуэллиптичеокой-траектории. Следова­ тельно, перелеты по кратчайшим траекториям не только тре­ буют большей скорости отлета, но и приводят к большим энер­ гетическим затратам при выходе на орбиту спутника планеты прибытия.

На выбор орбиты 'искусственного спутника планеты долж­ ны оказывать влияние также соображения об удогбстве.наблю­ дения поверхности планеты, высота и плотность атмосферы.

Переход на посадку выгодно совершать о промежуточной эллиптической или круговой орбиты опутника планеты».Это позволит выбрать более удобный момент и район поовдки.

- 156 -

Маневр для перехода на траекторию посадки заключав гея в из­ менении величины и направления окорости полета. Если планета прибытия имеет атмосферу, можно,используя аэродинамические силы, сократить энергетические затраты на выполнение посадки Для оценки энергетических затрат при перелете Земля-

Еарс-Земля приведем примерный расчет характеристической*^

Интересно отметить, что суммарная скорость экспедиции на Марс 19,81 км/сек только на 2-3 км/сек превышает суммар­ ную скорость для экспедиции Земля-Луна-Земля. Полет к Венере требует суммарную окорооть примерно 26 км/сек, т .е . еще боль ■их энергетических затрат.

*/ Характеристическая или идеальная скорость, это такая окорооть, которую развил бы КА под действием ракеты-носи­ теля, двигаясь с нулевой начальной скоростью в абсолютной

пустоте и при отсутствии сил притяжения /в свободном про­ странстве/. Эта скорость определяет возможности ракеты- -носитеяя по вапуску КА и позволяет дать сравнительную оценку.различных ракет-носителей. Её величина определяет­ ся формулой Циолковского.

Г Л А В А 1У

ДВИЖЕНИЕ! ракеты на антивиом участив траектории

§ 1 . Программное движвние ракеты на активной учаотке траектории

п .1 . Основные требования, предъявляемые к програм­ мному движению ракеты

Программой движения ракеты называется вакон изменения параметров движения во времени.

При программном движении однозначно задаютоя координа­ ты и вектор скорости центра масс ракеты в любой момент вре­ мени полета. Система управления ракеты о определенной точ­ ностью обеспечивает выполнение вакона изменения параметров

было бы задаться во времени двумя величинами: углом наклона вектора скорости к горизонту Q=@(i) и скоростью ракеты

V *\/(t). Затем придавая этим параметрам определению /про­ граммные/ аначения, получать требуемое движение и дальность полета. Однако ввиду особенностей система управления совре­

Задание во времени угла тангажа и кажущейся скорости легко реализуется автономной системой управления с применением чувствительных элементов в виде тяжелых гироскопов /ориен­ тированных по выбранным направлениям/, совместно с органами

*/ кажущейоя скоростью называют окорооть, получаемую без учета силы тяжести.

- 158 -

управления и определенным режимом работы двигателей.

При выборе программы движения ракеты к ней предъявляют следующие требования:

1 / Обеспечение максимальной /наибольшей/ дальности полета за счет наивыгоднейшей Формы траектории

■Борма активного участка траектории должна' обеспечивать получение максимальной дальности.

- 'Известно, что дальность зависит от значений величин

Хи • Ук » Vk 1 в к в точке "К". В зависимости от выбора программы разворота по тангажу могут быть ра8личше место­ положения точки "К", т .е . различные значения Х к и Ук, т .к , траектория активного участка может проходить в более плотных сдоях атмосферы /низкие траектории/ или в более разряженных слоях атмосферы /высокие траектории/. Исследования покааывают, что при малых дальностях форма траектории активного участка на величину дальности не оказывает существенного влияния. При пусках на большие дальности, за счет рациональ* ного выбора формы активного участка может быт^ь подучен зна­ чительный выигрыш в дальности полета ракеты.

2 / максимально возможная точность попадания

На величину рассеивания сильное влияние оказывают зна­ чения параметров конца активного участка траектории скорос­

ной рассеивания, чтобы снизить разброс скорости в точке "К", предпринимают много различных мер: в конце активного участ­ ка программой предусматривается прямолинейный участок пу­ ти, на котором осуществляется точное достижение требуемой скорости при помощи специальных двигателей, сокращение импульса последствия и выключение Ду в два этапа и т .д .

Исследования показывают, что на величину рассеива­ ния значительное влияние оказывает точность установки за­ данного угла бросания на эту дальность. С целью уменьшения рассеивания в необходимом диапазоне дальностей конечный

-150 -

отрезок активного участка траектории следует иметь прямо­ линейным , с постоянным, близким к оптимальному, углом бро­ сания» Ясно, что вто должно быть предусмотрено программой.

3 / Стартовые и прочностные требования

Стратегические ракеты стартуют вертикально й в этом случае не надо специальных громоздких стартовых устройств, ибо при наклонном старте надо какие-то поддерживающие, на­ правляющие устройства или специальные стартовые двигатели. Кроме того, точная установки по азимуту пуска в вертикальном положении легче осуществима , чем при наклонном положении ракеты.

Наиболее опасные для ракеты поперечные силы на траекто-* рии могут возникнуть вследствие действия аэродинамических сил, а именно подъемной силы Ry в проекции на ось Ух . Величина силы Ryi зависит от угла атаки и скоростного напо­

ра

С целью уменьшения значений силы Ryi до допустимых величин надо, чтобы ракета проходила плотные слои атмосферы, где имеет большие значения, с минимальными углами атаки оС

мостью и маневренностью.

Способность ракеты поворачиваться относительно центра наос и балансироваться на нужном угле атаки называют управляемостью ракеты по тангажу. Её характеризуют баланси­ ровочной зависимостью l_.62-l.64.

Маневренностью называется способность ракеты за опреде­ ленный промежуток времени изменить величину или направление скорости центра .масс рвкеты или, более кратко, - способность ракеты совершать криволинейное движение. Для осуществления криволинейного движения необходимо наличие искривляющей силы