Глава 12

ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКИХ И ГИПЕРЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ*

12.1. ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКИМИ И ГИПЕРЗВУКОВЫМИ САМОЛЕТАМИ

Увеличение интенсивности космических полетов остро ставит вопрос стоимости доставки в космос полезного груза, что приводит к поиску принципиально новых систем, которые позволили бы получить экономически приемлемое решение данного вопроса. Одной из таких систем является многоразовый воздушно-космический аппарат (МВКА), а главным звеном системы (орбитальной и возвращаемой ступенью) служит воздушно-космический самолет (ВКС). Стоимость доставки 1 кг полезной нагрузки на геоцентрическую орбиту (Я = 185 км), выводимой с помощью ВКС, понизится Б 10 ... 12 раз по сравнению с современными ракетными системами. На первой стадии развития системы ВКС выводится в космос с помощью ракетных ускорителей. В будущем стартовой платформой для ВКС, возможно, станет гиперзвуковой са-адолет-разгонщик, что приведет к дальнейшему снижению затрат на космические полеты.

Чтобы выполнить поставленные задачи ВКС должен удовлетворять следующим основным требованиям.

1. ВКС должен быть многократно используемым летательным аппаратом.

- 2. ВКС должен выводить полезную нагрузку на орбиту высотой Я = 150 ... 500 км. Продолжительность полета по орбите может длиться от нескольких часов до 20 ... 30 суток (в зависимости от цели запуска).

3. ВКС должен обладать достаточной маневренностью в космосе, чтобы совершить встречу на орбите и осуществить стыковку с заданным объектом.

4. ВКС должен обладать хорошей маневренностью в атмосфере для ликвидации возможного параллакса орбиты (смещения плоскости орбиты по отношению к точке старта) и для выполнения посадки на заданный аэродром (как обычный самолет).

Использование аэродинамической подъемной силы позволяет существенно снизить перегрузки и выбрать траекторию гиперзвукового планирования ВКС, приемлемую по аэродинамическому нагреву. Расчеты показывают, что даже при гиперзвуковом аэродинамическом качестве аппарата /Сг = 0,5 ... 1,0 спуск с орбиты можно осуществить с перегрузкой меньше 2, при этом не требуется специальной ориентации экипажа относительно вектора перегрузки и снижается удельный тепловой поток по сравнению с баллистическим входом в плотные слои атмосферы.

* По материалам иностранной печати.

Проблема обеспечения посадки ВКС в назначенном месте Земли сводится к обеспечению необходимой боковой дальности в процессе гиперзвукового планирования, так как обеспечение продольной дальности не вызывает осложнений. Выбор момента сообщения тормозного импульса при движении ВКС на орбите позволяет в больших пределах управлять продольной дальностью.

12.2. ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА ВКС И ГИПЕРЗВУКОВОГО САМОЛЕТА

12.2.1. Область возможных полетов ВКС

При проектировании ВКС и гиперзвукового самолета все классические вопросы, связанные с разработкой современного сверхзвукового самолета, должны быть решены совместно с дополнительными задачами, вытекающими из более суровых условий гиперзвукового полета. Профиль полета ВКС значительно отличается от профиля полета современных самолетов. Специфичность отдельных участков траектории полета ВКС необходимо учитывать на ранней стадии проектирования летательного аппарата, так как в некоторых случаях для изменения того или иного параметра траектории требуются большие затраты топлива, что, естественно, будет отражаться на уравнении весового баланса ВКС и МВКА в целом.

Траектории полета воздушно-космического самолета располагаются в определенной области полетов в атмосфере и в космосе. Верхняя граница полетов (равновесного планирования) в атмосфере для ВКС как крылатого летательного аппарата определяется совместным действием силы тяжести, аэродинамической силы и центробежной силы, обусловленной сферической поверхностью Земли. Нижняя граница полетов определяется прочностью конструкции и допустимой температурой аэродинамического нагрева (рис. 12.1).

Нижняя граница области полетов является общей для всех крылатых летательных аппаратов. Верхняя граница области зависит от особенностей схемы (от величины удельной нагрузки на крыло и коэффициента аэродинамической подъемной силы).

Определить верхнюю границу полетов ВКС в атмосфере можно, рассматривая условия горизонтального полета (планирования) на данной высоте. В горизонтальном полете, как известно, сила тяжести, действующая на крылатый летательный аппарат, уравновешивается двумя силами - аэродинамической подъемной силой и центробежной силой, возникающей в результате движения аппарата по криволинейной траектории относительно центра Земли:

mgr=r + P . (12.1)

Это равенство и будет определять верхнюю границу полетов ВКС.

30000

10000

Ю V, KM/с

Рис. 12.1. Область возможных полетов ВКС:

/ - область полетов современных самолетов; - область полетов гнперзуковых самолетов; / - одна из возможных траекторий выхода ВКС в космос (о - прн старте с Земли, б - при старте с гиперзвукового самолета-разгонщика); 2 - одна из возможных траекторий возврата ВКС из космоса; 3 - синхронная орбита (вращаясь вокруг Земли по дайной орбите, ЛА будет постоянно оставаться над одной точкой экватора); 4 - недопустимое повышение температуры конструкции; Vo6p - минимальная скорость, при которой ВКС может совершать полет в космосе, двигаясь по круговой или эллиптической орбите; Vj - первая космическая скорость (круговая); - вторая космическая скорость (параболическая)

Выражение для аэродинамической подъемной силы общеизвестно;

Выражение для центробежной силы в горизонтальном полете:

р {1г.п± Vb. зС05ф)2

(12.2)

где Уг.ц - скорость горизонтального полета; Ув. з ~ скорость вращения Земли; ф - угол наклона плоскости полета (орбиты) к плоскости экватора (наклонение орбиты); ±Уъ.ъ cos ф - поправка, учитывающая действие силы Кориолиса; Н - высота полета над поверхностью Земли (над уровнем моря); R - средний радиус Земли, R 6370 км.

Для высоты полета, на которой аэродинамическая сила еще имеет существенное значение (Я < 100 км), выражение для цен-

0,6 0,4

6 Vr/!, /с

Рис. 12.2. Зависимость отношения РиЛЧ) скорости горизонтального

полета:

/ - полет в плоскости экватора в сторону суточного вращения Земли (ф = 0); 2 - полет в плоскости полюсов Земли (ф = 90°); 3 - полет в плоскости экватора в противоположную от вращения Земли сторону (ф = 0°)

Рис. 12.3. Зависимость верхней границы полетов ВКС от скорости

тробежной СИЛЫ с достаточной степенью точности можно записать

m(Vr.n± 463 cos ф)2

6,32.10

(12.3)

Здесь Ур.п в м/с.

При полете обычных самолетов (У < 1 км/с) центробежной СИЛОЙ можно пренебречь (рис. 12.2). При выходе в космос необходимо учитывать не только центробежную силу, йо и угол орбиты ф, если орбита будет значительно отличаться от полярной, то запускать летательный аппарат выгоднее в сторону суточного вращения Земли. Возможный угол наклона плоскости орбиты к плоскости экватора при старте с любой точки Земли будет находиться в диапазоне

Фместн < Ф < 90°,

где Фместн - местный угол широты (северной или южной) точки старта.

Решая уравнение (12.1) относительно величины р, определим значение массовой плотности воздуха, а следовательно, найдем необходимую высоту, на которой при данной скорости возможен горизонтальный полет:

р 62.10 -(Уг.п± 463со5ф)а

г..

31.(01/2 п

(12.4)

где р = mgl5. - удельная нагрузка на несущую поверхность.

Выражение (12.4) определяет так называемую равновесную высоту полета, другими словами, траекторию планирования любого космического аппарата, обладающего тем или иным значением величины р/су, минимальное значение которой, очевидно, будет определять верхнюю границу области полетов данного летательного аппарата.

На рис. 12.3 показано влияние скорости (а для величины picy = 1000 и угла наклона орбиты) на верхнюю границу области полетов ВКС.

При полете в космосе воздушно-космический самолет становится искусственным спутником Земли. Движения любых небесных тел (в том числе и искусственных), как известно, выполняются по законам небесной механики, в основе которой лежит закон всемирного тяготения Ньютона. Поэтому область установившихся полетов ВКС в космосе не имеет принципиальных отличий от подобной области полетов искусственных спутников Земли.

12.2.2. Траектории полета ВКС

Движение воздушно-космического самолета в общем случае описывается системой шести дифференциальных уравнений, три из которых отражают условие равновесия сил в проекциях на оси инерциальной системы координат, а три - условие равновесия моментов относительно этих осей:

d(0;l

Здесь A, F и Z - проекции всех внешних сил (в том числе и реактивной силы) на соответствующие оси координат; М, My и М - моменты внешних и реактивных сил относительно осей координат.

Так как масса и моменты инерции ВКС с течением времени изменяются, то при решении уравнений движения надо принимать

m = m{t); hI.it); Iy = Iy{t); L = h{t).

Рис. 12.4. Силы, действующие на ВКС при полете в вертикальной плоскости

Решить указанную систему уравнений движения можно, если представить в развернутом виде выражения проекций внешних сил и моментов, входящих в правые части уравнений.

На летательный аппарат действуют следующие силы:

- массовые силы, обусловленные притяжением Земли, Солнца и Луны;

- аэродинамические силы (при полете в достаточно плотных слоях атмосферы);

- тяга двигателя (при работе двигателя).

При подробном анализе динамики полета ВКС (например, при навигационных расчетах) в процессе решения дифференциальных уравнений движения необходимо учитывать все силы, действующие на летательный аппарат. Однако в период предварительного проектирования ВКС (при выборе схемы и основных параметров) можно ввести ряд допущений, которые позволят значительно упростить систему уравнений движения. Например, если не рассматривать межпланетный полет аппарата, то можно ограничиться учетом только силы притяжения Земли.

Вывод ВКС на орбиту должен производиться в одной вертикальной плоскости (по соображениям минимального расхода топлива). Если будет иметь место параллакс орбиты, то последний необходимо ликвидировать на дозвуковом и сверхзвуковом участках полета, ибо изменение плоскости орбиты при гиперзвуковом полете приводит к значительным затратам топлива.

Расход топлива на балансировку самолета и на компенсацию случайных моментов крена и рыскания будет составлять несущественную долю от топлива, потребного для сообщения ВКС необходимой кинетической и потенциальной энергии.

Поэтому, приняв указанные допущения, определить параметры траектории полета с достаточной степенью точности можно, рассматривая полет ВКС как движение материальной точки переменной массы в одной вертикальной плоскости.

В данном случае на ВКС будут действовать сила тяжести mg, аэродинамическая подъемная сила Y, сила аэродинамического сопротивления X и тяга двигателя Р, которую в общем случае принимают направленной по оси двигателя и наклоненной к оси самолета (к хорде крыла) под углом (рис. 12.4).