- •Оглавление
- •Предисловие к тому
- •Список используемых сокращений
- •Раздел 1. ФИЗИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА
- •Глава 1.1 Время и системы координат
- •1.1.1. Время
- •1.1.2. Системы координат
- •1.1.3. Преобразования между системами координат
- •Глава 1.2. Солнечная система
- •1.2.1. Солнце
- •1.2.2. Планеты
- •1.2.3. Спутники и кольца планет
- •1.2.4. Астероиды и карликовые планеты
- •1.2.5. Объекты пояса Койпера. Кометы
- •Глава 1.3. Физические особенности Земли
- •1.3.1. Гравитационное поле и фигура Земли
- •1.3.2. Атмосфера Земли
- •1.3.3. Магнитное поле Земли
- •1.3.4. Корпускулярная радиация в околоземном космическом пространстве
- •1.3.5. Космический мусор и его характеристики
- •Раздел 2. МЕХАНИКА ПОЛЕТА
- •2.1.1. Способы выведения космических аппаратов на орбиту
- •Глава 2.2. Орбитальное движение
- •2.2.1. Невозмущенное орбитальное движение
- •2.2.1.1. Задача двух тел
- •2.2.1.2. Интегралы и уравнение Кеплера
- •2.2.1.3. Орбитальные элементы
- •2.2.1.4. Определение орбит в задаче двух тел
- •2.2.2. Возмущенное орбитальное движение
- •2.2.2.2. Влияние сжатия и атмосферы Земли на движение ИСЗ
- •2.2.2.3. Баллистические модели движения ИСЗ
- •2.2.4. Баллистические условия полета КА
- •2.2.5. Особые орбиты искусственных спутников Земли
- •2.2.5.1. Геостационарные орбиты
- •2.2.5.6. Критическое наклонение и орбиты типа «Молния»
- •Глава 2.3. Межорбитальные перелеты космических аппаратов
- •2.3.1. Понятие космического перелета. Перелет с конечной тягой, импульсный перелет
- •2.3.2. Реактивная сила. Формула Циолковского
- •2.3.4. Необходимые условия оптимальности перелета
- •2.3.5. Случай центрального ньютоновского гравитационного поля
- •2.3.6. Некоторые импульсные перелеты
- •2.3.7. Перелеты между околокруговыми орбитами
- •2.3.8. Оптимальные перелеты с конечной тягой
- •2.4.1. Управление геостационарной орбитой
- •2.4.2. Поддержание высокоэллиптических орбит
- •2.4.3. Поддержание высотного профиля полета Международной космической станции
- •2.4.4. Поддержание солнечной синхронности круговой орбиты
- •2.4.5. Поддержание стабильности местного времени прохождения восходящего узла круговой ССО
- •2.4.6. Управление высотой и трассой низкой круговой орбиты
- •2.4.7. Разведение спутников на круговой орбите
- •Глава 2.5. Спутниковые системы
- •2.5.1. Спутниковые системы и их баллистическое проектирование
- •2.5.2. Спутниковые системы непрерывного зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.2.1. Спутниковые системы на основе полос непрерывного обзора
- •2.5.2.2. Кинематически правильные спутниковые системы
- •2.5.3. Спутниковые системы периодического зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.3.1. Предпосылки создания современной теории периодического обзора
- •2.5.3.2. Регулярные спутниковые системы
- •2.5.3.3. Элементы маршрутной теории оптимизации спутниковых систем периодического обзора
- •2.5.3.4. Некоторые закономерности оптимальных решений
- •2.5.4. Спутниковые системы непрерывного локального обзора на эллиптических орбитах
- •2.5.5. Управление спутниковыми системами на круговых орбитах
- •Глава 2.6. Лунные и межпланетные траектории
- •2.6.1. Лунные траектории космических аппаратов
- •2.6.2. Траектории полета к планетам, астероидам, кометам
- •Глава 3.1. Типы (классификация) аэродинамических компоновок
- •3.1.3. Многоблочные компоновки с продольным разделением ступеней
- •3.1.4. Многоблочные компоновки с продольным делением ступеней и навесными полезными грузами
- •3.1.5. Выступающие и отделяемые элементы конструкции
- •3.3.1. Экспериментальные методы исследований
- •3.3.3. Аналоговые испытания
- •3.3.4. Численные методы расчета аэродинамических характеристик ракет
- •3.4.1. Ветровое воздействие на ракету при старте и транспортировании. Влияние стартовых сооружений и транспортировочных агрегатов
- •3.4.2. Ветровые нагрузки вблизи земли
- •3.4.3. Местные нагрузки при обтекании стационарным потоком
- •3.4.4. Распределенные аэродинамические нагрузки
- •3.4.5. Статическая устойчивость
- •3.4.6. Аэродинамические характеристики стабилизирующих устройств
- •3.4.8. Разделение ступеней ракет
- •3.4.9. Круговые аэродинамические характеристики тел вращения
- •3.4.11. Аэродинамическое воздействие на полезный груз в процессе отделения створок головных обтекателей
- •3.4.12. Аэродинамика отделяемых ступеней и элементов конструкции. Зоны падения (отчуждения)
- •3.5.3. Влияние струй двигателей на аэродинамические характеристики
- •3.5.4. Аэродинамическое нагружение выступающих элементов конструкции. Методы снижения нагрузок
- •3.5.5. Аэродинамические характеристики блоков многоблочных ракет в процессе их отделения
- •3.6.4. Дренирование элементов конструкции
- •3.6.5. Авиационное транспортирование
- •Глава 3.7. Термостатирование отсеков ракет при наземной подготовке
- •3.7.1. Задачи термостатирования. Ограничения. Методы решения
- •3.8.2. Классификация пусковых установок по их конструктивным схемам
- •3.8.4. Особенности тепловых процессов при старте
- •Глава 3.10. Собственная атмосфера космических аппаратов и ее влияние на функционирование приборов и систем
- •3.10.1. Экспериментальные исследования собственной внешней атмосферы космических аппаратов и станций
- •3.10.2. Особенности изменения давления в негерметичных отсеках геостационарных спутников
- •Глава 3.11. Загрязнение поверхностей космических аппаратов и методы его уменьшения
- •3.11.1. Источники загрязнения космических аппаратов
- •Глава 3.12. Аэрогазодинамика спускаемых аппаратов
- •3.13.2. Метеороиды
- •3.13.3. Космический мусор
- •3.13.4. Расчет вероятности непробоя КА метеороидами и техногенными частицами
- •3.13.5. Воздействия микрометеороидов и техногенных частиц на поверхность космического аппарата
- •3.14.2. Акустика и пульсации давления при старте ракет
- •3.14.3. Аэроакустические воздействия на ракеты в полете
- •3.14.4. Акустические воздействия на космические аппараты при наземной подготовке и в полете
- •4.2.1. Цели классификации
- •4.2.3. Систематическая классификация
- •Глава 4.3. Создание космических комплексов
- •4.3.2. Принципы обеспечения качества и надежности
- •4.3.3. Порядок создания космических комплексов
- •5.1.1. Теоретические основы проектирования летательных аппаратов
- •5.2.2. Схема многоуровневого исследования модернизации ракетного комплекса. Состав задач и математические модели
- •5.2.4. Задача оптимизации параметров модификаций ЛА. Математическая модель
- •5.2.6. Исследование эффективности модернизации РК
- •5.2.7. Анализ модификации ЛА с РДТТ при наличии неконтролируемых факторов
- •5.3.3. Проектирование топливных баков
- •5.3.4. Цилиндрические оболочки
- •Глава 5.5. Модели и методы исследования устойчивости и управляемости баллистических ракет
- •5.5.3. Исследование устойчивости продольных колебаний БР
- •Раздел 6. СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
- •Глава 6.1. Общая концепция
- •6.2.3 Ракеты носители «Циклон», «Зенит», «Зенит 3 SL»
- •6.3.3. МТКС «Спейс Шаттл»
- •Глава 6.4. Разгонные блоки
- •6.4.1. Разгонные блоки типа ДМ
- •6.4.2. Разгонные блоки типа «Бриз»
- •6.4.3. Разгонные блоки типа «Фрегат»
- •Глава 7.1. Жидкостные ракетные двигатели
- •7.1.1. Принципиальная схема ЖРД
- •7.1.3.1. Запуск
- •7.1.3.2. Работа ЖРД в полете
- •7.1.3.3. Автоматика ЖРД
- •7.1.3.4. Обеспечение устойчивой работы
- •7.1.4. Камера
- •7.1.4.1. Газодинамический расчет
- •7.1.4.2. Профилирование камеры
- •7.1.4.3. Тепловой расчет камеры
- •7.1.4.4. Конструирование камеры
- •7.1.4.5. Изготовление камеры
- •7.1.5. Газогенератор
- •Глава 7.2. Стендовые испытания двигательных установок
- •7.2.1. Задача отработки
- •7.2.2. Методика экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок
- •7.2.4. Комплексные испытания пневмогидравлических систем и двигательных установок
- •Глава 8.1. Системы управления средств выведения
- •8.1.1. Назначение и область применения системы управления средств выведения
- •8.1.3. Функциональная структура и приборный состав систем управления средств выведения
- •8.1.4. Бортовой вычислительный комплекс и взаимодействие смежных систем
- •8.1.5. Навигация и наведение. Терминальное управление
- •8.1.6. Точность управления выведением полезного груза
- •8.1.7. Этапы развития систем управления средств выведения
- •8.1.9. Надежность и стойкость систем управления к помехам
- •8.1.10. Организация и обработка потоков информации о работе систем управления
- •8.1.11. Тенденция развития систем управления средств выведения
- •8.2.1. Бортовая аппаратура системы управления
- •8.2.2. Бортовое программное обеспечение
- •8.2.4. Наземная аппаратура системы управления
- •Глава 8.3. Системы разделения
- •8.3.1. Требования к системам разделения
- •8.3.2. Основные типы систем разделения
- •8.3.3. Исполнительные элементы систем разделения
- •8.3.4. Силы, действующие на разделяемые тела
- •8.3.5. Расчет систем разделения
- •8.3.6. Экспериментальная отработка систем разделения
- •8.3.7. Расчет надежности
- •8.5.1. Система одновременного опорожнения баков
- •8.5.2. Потребное давление наддува баков
- •Глава 8.6. Управление двигательной установкой
- •Глава 8.7. Исполнительные органы
- •Глава 8.8. Исполнительные приводы систем управления
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
ВОЗДЕЙСТВИЕ НА ПОЛЕЗНЫЙ ГРУЗ ПРИ ОТДЕЛЕНИИ СТВОРОК |
329 |
|
|
цилиндрической и конической формы с соот ветствующими геометрическими параметрами. На практике используются разные комбина ции цилиндрических и конических поверхно стей, а также другие формы. Сложность харак тера обтекания и своеобразие аэродинамиче ских характеристик заставляют в каждом кон кретном случае проводить экспериментальное определение их характеристик.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.Петров К.П. Аэродинамика ракет. М.: Машиностроение, 1977. 136 с.
2.Петров К.П. Аэродинамика тел простей ших форм. М.: Факториал, 1998. 432 с.
3.Петров К.П. Аэродинамика элементов летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1985. 272 с.
3.4.11. АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ ВОЗДЕЙСТВИЕ НА ПОЛЕЗНЫЙ ГРУЗ В ПРОЦЕССЕ ОТДЕЛЕНИЯ СТВОРОК ГОЛОВНЫХ ОБТЕКАТЕЛЕЙ
В последние годы при тельстве МКС встал вопрос о необ ходимости повышения энергетиче ских характетик РН «Союз» без ее конструктивных доработок в целях увеличения массы выводимых ею
космических кораблей (КК) «Союз» и «Прогресс». Аналогичная пробле ма возникает и при решении задач запуска КА нового поколения на существующих РН в связи с устой чивой тенденцией роста массы аппа ратов.
Одним из направлений повыше ния энергетики существующих РН яв ляется оптимизация траекторий выве дения, приводящая к более раннему сбросу ГО, что сопровождается увели чением силового и теплового воздей ствий аэродинамического потока на полезные грузы.
Поскольку КК и КА проектиру ются с учетом аэрогазодинамических и тепловых воздействий, характерных для полета в условиях космического пространства (малые скоростные на поры q), требуются достоверное их прогнозирование для условий раннего сброса головного обтекателя, повы шенных q и подтверждение их допус тимости для аппаратов.
Исследования по рассматриваемой про блеме начаты в 1991 г. при разработке грузо4 вого транспортного контейнера (ГТК) ракет но космической системы «Энергия» (рис. 3.4.43 и 3.4.44). Проведенные на этой стадии эксперименты на маломасштабной модели в аэродинамической трубе выявили
сложный характер течения в про странстве между раскрывающимися створка ми головного обтекателя и поверхностью КА. Отмечены следующие особенности:
1.В поле течения носовой части модели возникает система интерферирующих между собой косых скачков уплотнения;
2.Статическое давление на носовой час ти модели в два и более раза превышает давле ние торможения за прямым скачком уплотне ния в невозмущенном потоке;
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
330 |
Глава 3.4. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МОНО И МНОГОБЛОЧНЫХ РН |
|
|
Рис. 3.4.43. Картина обтекания грузового контейнера
3. При определенных углах раскрытия створок наблюдаются интенсивные пульсации скачков уплотнения и давления на поверхно сти, обусловленные расходными колебаниями газа в зазоре между створками.
Полученная в этих исследованиях инфор мация использована для формирования ком плексного подхода к решению задачи опреде ления газодинамического воздействия на КА, в том числе, в процессе отделения створок го ловного обтекателя, который предусматривает следующие этапы:
•анализ кинематических параметров движения створок в процессе отделения и обоснование возможности исследования тече ния в квазистационарной постановке;
•проведение предварительных числен ных исследований течения с использованием существующего программного обеспечения (ПО);
•выявление элементов конструкции КК, критичных к повышенным силовым и тепло вым воздействиям;
•проведение экспериментальных иссле дований распределения давления на маломас штабных моделях в АДТ;
•проведение натурных измерений в по лете на РН;
•исследование в АДТ несущей способ ности элементов конструкции КК, наиболее критичных к аэродинамическому воздействию;
• совместный анализ всей полученной информации для верификации воздействий на КК в полете.
Примером реализации такого подхода яв ляются исследования воздействия набегающе го потока на корабли «Прогресс» и «Союз» в процессе сброса створок головного обтекателя.
Отделение створок головного обтекателя РН «Союз» происходило на высоте порядка 80 км при числе Маха набегающего потока М 7,8. Угол атаки РН изменялся в диапазо не 5…10 . При этом расчетное значение скоростного напора составляло от 40 до 120…150 Па. Максимальная угловая скорость движения створок при отделении не превы шала 85 /с. Проведенный анализ показал, что при таких условиях можно проводить ис следования течения в квазистационарной по становке при фиксированном угловом поло жении створок, что значительно упрощает решение задачи.
Для численных исследований использо валась универсальная прикладная система моделирования сложных трехмерных течений Aeroshape 3D. Предварительно были проведе ны тестовые и сравнение их итогов с экспериментальными данными для конфигу рации, на рис. 3.4.43. Отдельные результаты этого анализа представлены на рис. 3.4.45.
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
ВОЗДЕЙСТВИЕ НА ПОЛЕЗНЫЙ ГРУЗ ПРИ ОТДЕЛЕНИИ СТВОРОК |
331 |
|
|
Рис. 3.4.44. Картина обтекания створки грузового кон тейнера
Сравнение показало, что выбранное ПО правильно отражает основные физи ческие особенности течения в зазоре ме жду створками и КК при разных углах поворота створок. Численные исследова ния выявили также значительное влия ние на течение величины зазора между корпусом блока и корневым сечением отделяющихся створок, что оказалось очень важным для правильного воспро изведения узлов разворота створок на аэродинамических моделях.
Расчеты для случая отделения ство рок РН «Союз» с кораблями «Прогресс»
и «Союз» |
3.4.46) выявили зоны и |
уровни |
х тепловых воздейст |
вий, |
х давлений и перепадов |
давлений на элементах конструкции ко раблей. С использованием этих данных проведены расчеты нагружения конст рукции кораблей и определены элемен ты, критичные к повышенному теплово му и силовому воздействиям. По резуль татам модельных испытаний и расчет ных исследований получена вся необхо димая информация для их прогнозиро вания на КК «Прогресс» и «Союз» в по лете при сбросе створок головного обте кателя. При этом выявлены следующие основные особенности:
1.В пространстве между корпусом
ККи створками головного обтекателя формируется сложное нестационарное течение, при котором головная ударная волна от КК взаимодействует с косыми скачками уплотнения от створок. Обра зуются дополнительные скачки уплотне
Рис. 3.4.45. Сравнение экспериментальных и расчетных величин коэффициентов давления:
а— распределение ср по длине центрального тела вдоль боковой образующей, l отсчитывается от носка тела; б — распределение ср в поперечном сечении тела, угол , отсчитывается от нижней образующей
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
332 |
Глава 3.4. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МОНО И МНОГОБЛОЧНЫХ РН |
|
|
Рис. 3.4.46. Расчетная и экспериментальная картины распределения плотности
вполе течения около корабля «Союз»:
а— расчет; б — эксперимент
ния и слои смешения. Интенсивность скач |
вующие давления в автономном полете. Мак |
ков, форма и отход головной волны меняются |
симальные давления и перепады действуют на |
во времени. Картина сильно зависит от угла |
панели, расположенные на подветренной сто |
атаки модели и угла раскрытия створок. |
роне. В процессе раскрытия створок сила, дей |
2. Створки в процессе раскрытия ( |
ствующая на панель СБ, меняется от прижи |
Var) обуславливают существенное повыше |
мающей ( 10 ) к отрывающей ( 20 ) и за |
ние давления на поверхности КК, в точках на |
тем снова к прижимающей ( 30 ). |
его носовой и кормовой частях коэффициент |
4. Расчетные и экспериментальные дан |
давления превышает 2, что больше давления |
ные показывают, что в средней части КК фор |
торможения за прямым скачком уплотнения в |
мируется интенсивное поперечное течение, |
невозмущенном потоке (рис. 3.4.45), так как |
направленное от образующей под створками в |
большей части подветренной поверхности |
сторону щели между створками, местные ско |
давление выше, чем на наветренной сто |
сы потока в этой зоне близки к 90 . |
роне корабля. |
5. Среднеквадратичные уровни пульсаций |
3. Течение в зоне расположения СБ и в |
давления в зоне расположения СБ достигают |
зазоре между панелями носит существенно |
40 % от величины скоростного напора. Вели |
трехмерный характер. Давление на поверхно |
чины давления и среднеквадратичные уровни |
сти СБ и перепады давления, действующие на |
его пульсаций, отнесенные к скоростному на |
отдельные панели в присутствии створок, |
пору набегающего потока, возрастают по мере |
больше чем на порядок превышают соответст |
раскрытия створок и слабо зависят от числа |