- •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
АВИАЦИОННОЕ ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ |
381 |
|
|
даря этому обеспечивается успешное функ ционирование дренажных устройств, о чем свидетельствуют результаты измерений давле ния в полете (рис. 3.6.7), а также отсутствие замечаний к работе дренажных устройств в многочисленных пусках.
3.6.4. ДРЕНИРОВАНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ
Наряду с дренированием отсеков в про цессе проектирования решается порой не менее сложная задача обеспечения прочно сти обтекателей, например бортовой кабель4 ной сети (БКС), проложенной по наружной поверхности блоков РН, и мест их крепле ния к тонкостенным оболочкам топливных баков.
Как правило, обтекатели БКС имеют большую протяженность и крепятся не толь ко к каркасным отсекам, но и к тонкостен ным оболочкам баков. Ввиду большой протя распределение давления по наруж ной хности обтекателей оказывается
чрезвычайно неравномерным, что особенно характерно для многоблочных ракет (см. п. 3.5.4). В этом случае трудно выбрать место расположения дренажного устройства для стравливания воздуха из под обтекателя. В результате приходится искать решение в изменении конструкции самого обтекателя, в частности путем разделения пространства под обтекателем на отдельные секции с помощью перегородок и выполнения соответствующего дренажа на отдельных секциях или путем за пенивания его внутреннего объема. Исследо ванные варианты конструктивного выполне ния и дренирования обтекателей бортовой кабельной сети РН «Энергия» представлены на рис. 3.6.11.
Наиболее сложную задачу, несущую в себе много неопределенностей, представляет дренирование многослойных пакетов (матов)
экранно4вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) КА, а также объемов конструкции, расположен ных под ЭВТИ. Это связано с неопределен ностью расходных характеристик пакетов ЭВТИ и их наружных оболочек (проницаемо сти пакета).
Каждый слой пакета ЭВТИ в соответст вии с нормативной документацией перфори руется отверстиями диаметром 2 мм с шагом 10 мм. Однако смещение перфорируемых слоев относительно друг друга в процессе из
готовления матов и эксплуатации и деформа ция нежестких матов ЭВТИ под действием перепадов давления обуславливают сущест венное изменение расходных характеристик (проницаемости) матов, несмотря на специ альные сетчатые прокладки (стекловуаль) ме жду слоями.
Кроме того, для таких конструкций воз можно резкое уменьшение проницаемо сти при больших градиентах изменения на ружного давления (до 7,98…10,64 кПа (60… 80 мм рт. ст./с)), что характерно для измене ния давления под головными обтекателями ряда ракет на участке выведения. В этих слу чаях возможно «слипание» наружных слоев матов ЭВТИ с последующим увеличением давления внутри матов из за малой прони цаемости, что в результате изменения их конфигурации (увеличение объема) транс формируется в нормальную нагрузку на стенки конструкции, которые теплоизолиру ет ЭВТИ. Как правило, это сотовые конст рукции, например панели корпусов КА, для которых существуют жесткие ограничения по допустимой нагрузке ( Р ~ 196 Па (0,002 кгс/см2)), и которые сами дренируют ся специальным образом [8].
Для исключения такого явления требу ется дополнительный к нормативному (пер форации слоев ЭВТИ) сквозной дренаж ма тов ЭВТИ, гарантирующий надежное страв ливание воздуха как из объемов между слоя ми ЭВТИ, так и из пространства между ма том ЭВТИ и поверхностью конструкции, за щищаемой им.
Для сохранения в этом случае теплофи зических свойств матов целесообразно сквоз ные отверстия защитить клапанами козырька ми из наружного материала мата ЭВТИ.
3.6.5. АВИАЦИОННОЕ ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ
Авиатранспортирование используется, в частности, при перевозке крупноразмерных негабаритных конструкций, доставка которых с заводов изготовителей к месту сборки РКН автомобильным, водным или железнодорож ным транспортом невозможна. В таких случа ях транспортирование осуществляется на внешней подвеске самолетов.
Характерными примерами авиатранспор тирования являются перевозки ОК «Буран» и баков центрального блока РН «Энергия» на
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
382 |
Глава 3.6. ДРЕНИРОВАНИЕ НЕГЕРМЕТИЧНЫХ ОТСЕКОВ |
|
|
Рис. 3.6.11. Исследованные варианты конструктивного выполнения и дренирования обтекателей бортовой кабельной сети РН «Энергия»:
а, б — накладные и навесные обтекатели соответственно; в — обтекатель с наполнителем; Y Рн2
Pвн, н4, Z Рн3 Pн1
самолете 3МТ, а также ОК «Спейс Шаттл» на |
аэродинамического воздействия осуществля |
самолете «Боинг 747». |
лась с помощью дренажных устройств. Схема |
Баки РН «Энергия» имеют диаметр 7,7 м |
дренирования обтекателя и стекателя при |
и длину баков горючего ~32 м для водорода и |
авиационном транспортировании бака горю |
~ 20 м для кислорода. В целях снижения аэро |
чего РН «Энергия» изображена на рис. 3.6.12. |
динамического сопротивления и воздействия |
После транспортирования баков носовой и |
набегающего потока на баки в полете на них |
хвостовой обтекатель собирались в единую |
устанавливались сферический обтекатель в но |
конструкцию для их обратной доставки и ис |
совой части и стекатель оживальной формы в |
пользования в последующих перевозках. Для |
хвостовой части. Герметичные баки при пере |
баков всех размеров использовались одни и те |
возке надувались, а разгрузка обтекателей от |
же обтекатели. |
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
АВИАЦИОННОЕ ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ |
383 |
|
|
Рис. 3.6.12. Схема дренирования обтекателя и стекателя при авиационном транспортировании бака горючего РН «Энергия»:
1 — обтекатель; 2 — бак горючего; 3 — стекатель; 4 — дренажные устройства
С целью уменьшить перепады давлений, действующих на сжатие обтекателей (снаружи внутрь) требовалось обеспечить в полете, при взлете и посадке избыточное, по сравнению с атмосферным, давление под обтекателями на уровне ~9,8 кПа (0,1 кгс/см2). Эта задача ус пешно решена путем оснащения обтекателей специальными дренажными устройствами, расположенными в передней критической точ ке носового и в верхней части хвостового об текателей (рис. 3.6.12).
Форма и размеры дренажных устройств, а также эффективная площадь их проходных се чений рассчитываются с учетом эпюр распре деления давления по внешней поверхности грузов (рис. 3.6.13), коэффициентов сопротив ления дренажных устройств и параметров дви жения самолета (V, H, q). При выборе конфи гурации входной части дренажного устройства
хвостового обтекателя учтена толщина погра ничного слоя, формирующегося на поверхно сти бака, достигающая ~23…26 см, в связи с чем входное отверстие устройства поднято над поверхностью бака. Приемное отверстие дре нажного устройства переднего обтекателя ус тановлено в критической точке полусферы.
Результаты натурных измерений в полете давлений внутри обтекателей в составе рас смотренных вариантов грузов показали, что выбранные варианты и параметры дренажных устройств обеспечивают заданное избыточное давление внутри обтекателей как на режиме истечения газа (взлет самолета), так и на ре
втекания (посадка).
Грамотное решение вопросов дренирова ния х различных конструкций позволяет существенно снизить аэродинамические на грузки в полете.
Рис. 3.6.13. Распределение коэффициента давления сp по поверхности груза