CC BY
76
________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Т о м II 19 71
№ 3
629.7.05Г 852.83 :523.43
О МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМОЙ НАГРУЗКЕ НА ЛОБОВУЮ ПОВЕРХНОСТЬ АППАРАТОВ, ОСУЩЕСТВЛЯЮЩИХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ СПУСК В АТМОСФЕРЕ МАРСА
Н. М. Иванов, А. И. Мартынов
Рассмотрены некоторые вопросы аэродинамического спуска космических аппаратов в разреженной атмосфере Марса. Показано, что такой способ посадки для аппаратов, по крайней мере со средним значением приведенной нагрузки на лобовую поверхность « 250-5-350 кгс/м2, практически возможен только при выполнении двух основных условий:
— на борту космического аппарата имеются автономные средства навигации;
— спускаемый аппарат обладает хотя бы небольшой подъемной силой (аэродинамическое качество /С = 0,3-н 0,4).
Существенное место среди возможных схем полета к Марсу занимают схемы, предполагающие либо прямую посадку космического аппарата (КА) или спускаемого с него аппарата (СА) на поверхность планеты, либо выведение КА на орбиту спутника планеты с последующим спуском на поверхность. Известно, что использование аэродинамического способа торможения КА как для спуска, так и для выведения на орбиту ИСП ведет к значительному энергетическому выигрышу по сравнению с чисто активным способом торможения и посадки [ 1 ]—[3]. В этом смысле спуск на поверхность Марса не является исключением, но при его осуществлении возникает ряд специфических особенностей, в значительной мере затрудняющих решение этой задачи. В первую очередь следует отметить чрезвычайную разреженность атмосферы Марса. Проведенные исследования показали, что при крутом (| 6ВХ | ^ 80° -=-90°) входе в атмосферу Марса аппаратов баллистического типа даже с умеренным значением приведенной
( @
нагрузки на лобовую поверхность Рх = 200 -г- 300 кгс/м2I Рх — с $ > ГДе О — вес
СА на Земле, сх — коэффициент лобового сопротивления, 5 — площадь миделя) за счет аэродинамического торможения скорость полета при Квх = 5 6 км/сек
уменьшается всего на 1—2 км/сек. Таким образом, нужно подобрать условия для наиболее эффективного использования сил аэродинамического сопротивления. В основном эти условия выполняются при обеспечении точного входа СА в атмосферу вблизи границы захвата, использовании СА с возможно меньшим значением нагрузки на лобовую поверхность и СА, обладающих подъемными силами.
На фиг. 1 показана зависимость конечной скорости от угла входа для аппаратов баллистического типа, имеющих различные значения нагрузки на лобовую поверхность. (На фиг. 2 представлена зависимость высоты условного перицентра траектории входа Нп от угла входа 0ВХ). Видно, что даже при достаточно точном входе Д0ВХ = + 3° -+- 4° можно затормозить до скорости Ук С 0,5 0,7 км/сек аппараты, которые имеют весьма малую нагрузку на
8—Ученые записки № 3
105
лобовую поверхность, не более 60—70 кгс/м2. При этом следует иметь в виду, что создание аппаратов с таким малым значением нагрузки на лобовую поверхность представляет собой достаточно сложную конструктивную задачу. Как известно, относительный вес полезной нагрузки, доставляемой на поверхность планеты, у аппаратов с малой величиной Рх существенно меньше, чем у аппаратов с большим значением Рх.
Увеличение допустимой приведенной нагрузки Рх доп на лобовую поверхность является одной из центральных проектно-баллистических проблем аэродинамического спуска КА на Марс. В целом решение задачи о максимально допустимой нагрузке на лобовую поверхность такого аппарата зависит от схемы спуска, степени использования подъемной силы, решения вопросов об управлении СА и способе посадки на поверхность планеты, о точности входа в атмосферу и о системе управления спуском и т. д. Окончательно выбрать величину Р“д£п можно только путем компромиссного решения перечисленных задач. Кратко рассмотрим основные из них.
Схемы спуска. Среди возможных схем полета укажем схему, предусматривающую прямую посадку межпланетного аппарата на поверхность Марса, и орбитально-десантную схему. Последняя принципиально может быть осуществлена в нескольких вариантах. В одном из них межпланетный комплекс выводится на орбиту спутника Марса и затем с орбиты ИСМ часть груза спускается на поверхность. При этом выход на орбиту ИСМ может быть осуществлен или активным путем — с использованием тормозных двигательных установок, или пассивным - путем аэродинамического торможения с последующим сообщением разгонного импульса небольшой величины, например в апоцентре траектории, для поднятия перицентра до нужного значения [1]—[3]. В другом варианте часть межпланетного комплекса осуществляет прямую посадку с траектории перелета, а оставшаяся часть переводится на орбиту ИСМ активным или пассивным путем.
Нетрудно видеть, что указанные схемы полета приводят к необходимости рассмотрения задачи о прямом спуске с межпланетной траектории, о выведении КА на орбиту искусственного спутника с использованием аэродинамического торможения (диапазон скоростей входа для этих задач лежит в пределах 5—8 км1сек) и о спуске с орбиты ИСМ (3,5 км/сек < 1/вх<;4,8 км1сек).
Атмосфера Марса. Вопросу определения параметров атмосферы Марса в настоящее время уделяется серьезное внимание, однако существующие оценки довольно разноречивы. При проведении баллистических расчетов траекторий снижения можно ориентироваться на модель атмосферы, предложенную в работе [4] и полученную путем обработки всех имеющихся к настоящему времени сведений об атмосфере Марса. Отметим, что „рабочая“ (номинальная) модель [4] совпадает с минимальной моделью [5] и выражается экспериментальной зависимостью р = р0в-Р", где р0 = 1.3-10-5 гс/см3, р=0,09 км~~^ Н — высота над поверхностью планеты. Параметры предельных моделей атмосферы согласно [4] имеют следующие значения: р0 = 1,2• 10 б гс/см?, £¡ = 0,11 км~1 для минимальной модели; р0 = 1,9-10—5 гс/сл€3, р = 0,07 км~~1 для максимальной модели.
Подлетный навигационный коридор входа. С использованием наземных средств прогнозирования траекторий полетов КА к Марсу и последующим
^проведением коррекций можно обеспечить наведение с точностью, достаточной лишь для попадания в диск планеты (отклонение высоты условного перицентра траекторий входа составляет величину порядка +500 км). Как уже отмечалось, использование аэродинамических методов торможения в этом случае совершенно неэффективно. Необходимо иметь на борту КА автономную систему навигации, которая должна обеспечить более точный вход в атмосферу [6] с ошибкой по крайней мере порядка Д//л = 100 -к 150 км, — половина ширины коридора входа:
у^В _ ууН
ДНт =____Я" — высота условного перицентра границы захвата и ниж-
ней границы соответственно.
Система мягкой посадки (СМП). Имеется в виду комплекс устройств, -обеспечивающих торможение и мягкую посадку СА на последнем участке спуска. Тип СМП, а также условия ее включения (потребные значения начальной
Ясловная граница атмосферы
Фиг. 2
скорости Кк и высоты полета над поверхностью планеты Нк) оказывают существенное влияние на величину РхВ настоящей статье не рассматривается какой-либо определенный вид СМП, а используется известный факт о том, что наиболее благоприятные условия для нормальной работы СМП создаются, если СА затормозится до возможно меньшей скорости VK на возможно большей высоте Нк (имеется в виду возможный рельеф местности).
Минимально допустимая высота полета. Важным фактором, влияющим на величину Рхдоп, является минимально допустимая высота полета СА над поверхностью планеты. Выбор величины Я“0‘” зависит от рельефа местности, высоты начала работы СМП и т. д. Для определенности при проведении расчетов принимается т. е. минимально допустимая высота полета аппарата
не должна быть меньше высоты начала работы СМП.
Спуск с использованием аэродинамической подъемной силы. Численные результаты. Использование подъемной силы является одним из решающих средств увеличения Рх. Ниже приведены материалы, показывающие возможность увеличения Я* на аппаратах, обладающих подъемной силой, управление которыми производится с помощью угла крена
ЛГэф = КЛб cos 7,
где ag — балансировочный угол атаки СА, Ка& — значение аэродинамического
качества при полете на балансировочном угле атаки (располагаемое качество), 7 — угол крена СА.
Проводилось широкое параметрическое исследование кусочно-непрерывного управления с целью определения закона изменения угла крена, позволяющего осуществить посадку СА с максимально допустимой нагрузкой на лобовую новерхность при заданных конечных условиях Нк, VK.
На фиг. 3—5 представлены численные результаты решения задачи для различных схем спуска: прямой спуск, выход на орбиту ИСМ, спуск с орбиты ИСМ. Прослеживается влияние на величину Рхдоп ширины коридора входа, скорости входа Увх, величины располагаемого качества ^Срасп, начальных условий ввода в действие СМП (высоты Нк и скорости полета СА Кк).
Следует отметить, что во многих случаях результаты, близкие к оптимальным (с точки зрения реализации максимально допустимой нагрузки на лобовую поверхность СА), дает алгоритм управления с одним переключением угла крена: СА входит в атмосферу Марса с минимальным значением качества Кэф = Кт1п (т = 180°); затем в некоторый момент времени, зависящий от условий снижения (условий входа, параметров атмосферы и т. д.), осуществляется мгновенный переход на полет с максимальным значением качества (7 = 0), с которым и происходит дальнейший полет. Увеличение числа переключений не приводит к существенному приращению Рх (&РХ = 23°4).
Фиг. 3
Нт
[ям]
125
10
V
5
гл
к,
[1,25 25
10 го
■0,75 15 ■0,5 ГО '-0.25 О
к V. гл аНп) [ /1 1 / Мпотр(*Мп}
' »»и, ( ^во тр \
Кь) Ш ^гттал( У У у
- / ЛПетр 1 Ъ)
У, Я/пел Мж)
ЗОВ
Рх [«¿с/м1] 10 00
5,05
Фиг. 4
7,7
Данные фиг. 3—5 показывают, как сильно зависит величина Рх доп от различных рассматриваемых факторов. Только скорость входа практически не оказывает влияния на Рх доп. Так, например (см. фиг. 3), увеличение скорости
входа с 6 до 7,7 км/сек приводит к уменьшению Рх доп с 300 до 270 кгс/м2 <ДЯи= 150 км, Д'расп = °А Як = 5 кл, <0,55 км/сек).
Наибольший резерв увеличения Р^доп заключается в более точном входе СА в атмосферу (т. е. в улучшении точности работы автономной системы навигации), а также в увеличении располагаемого качества. Например, при уменьшении ДНк с 150 до 25 км Рхяол возрастает с 300 до 610 кгс/м2 (Квх = 6 км/сек,
Крас= °>3: Нк = 5км и Ук<0,55 км/сек), а при увеличении /Срасп с 0,3 до
0,7 — с 300 до 630 кгс/м2 (ДНп = 150 км, Увх = 6 км/сек, Нк = 5 км, Кк < 0,55 км/сек).
Вместе с тем необходимо от-Сгтуся с орбиты //СМ метить, что конечные условия Ук
" и Нк играют также немаловажную
роль в решении задачи о Р”доп‘
Так, увеличение Ук с 0,25 до
0,5 КМ/сеК ПРИВОДИТ К росту Рх доп с 80 до 300 кгс/м2 (ДЯЛ=150 км, Квх=6 км/сек, Нк~Ъкм, Нтт>5 км, Красп = 0,3), а при увеличении Як с 5 до 10 км Рх доп уменьшается с 300 до 200 кгс/м2 (см. фиг. 3).
Кроме того, из фиг. 3 и 5 видно, что для спуска аппаратов с возможно ббльшим значением приведенной нагрузки на лобовую поверхность предпочтение с баллистической точки зрения следует отдавать схеме спуска, предусматривающей предварительное выведение аппарата на орбиту ИСМ с последующим спуском его на поверхность Марса. Это объясняется тем, что при спуске с орбиты О 0,2 0,4 0,6 Хргсл ИСМ принципиально возможно
обеспечить существенно более точ-Фиг. 5 ный вход в атмосферу (Дввх= + 15'),
чем в случае прямого спуска.
Таким образом, создание аппаратов по крайней мере со средним значением приведенной нагрузки на лобовую поверхность Рх доп = 250 -г- 350 кгс/м2 в разреженной атмосфере Марса практически возможно только при выполнении двух основных условий: на борту СА должны быть установлены автономные средства навигации, обеспечивающие вход в атмосферу с точностью не хуже ДЯ^ = 150 км; СА должен обладать аэродинамической подъемной силой /Срасп ~ 0,3 -4- 0,4.
ЛИТЕРАТУРА
1. Ильин В. А. Переход космического летательного аппарата, тормозящегося в атмосфере планеты, на орбиту искусственного спутника. „Инженерный журнал“, 1963, т. III, вып. 2.
2. Шилов А. А. Некоторые особенности одноимпульсного перехода космического аппарата на новую орбиту. .Инженерный журнал“, 1964, т. IV, вып. 4.
3. Ф и н ч Т. В. Траектории аэродинамического торможения для выхода на орбиту спутника Марса. „Ракетная техника и космонавтика“, 1965, № 8.
4. Основы теории полета и проектирования космических аппаратов. Справочник под ред. Г. С. Нариманова, т. I, М., .Машиностроение“, 1971.
5. Мороз В. И. Физика планет. М., „Наука*, 1964.
6. Me Leila п, Crarles Н., Pritchard Е., Use of lift to increase payload of unmann Martian landers. J. Spacecraft and Rockets, v. 3, № 9, 1966.
Рукопись поступила 2/11 1971 г
