Меню
Главная
Авторизация/Регистрация
 
Главная arrow Техника arrow Баллистика и наведение летательных аппаратов

8.1.3. Основные проблемы воздушного старта.

Наряду со всеми преимуществами, воздушный старт порождает некоторые специфические проблемы, которые требуют решения.

Десантирование необходимо для отделения PH от СП. В процессе этого маневра необходимо обеспечить безударное расхождение и некоторую относительную скорость РП. При этом желательно использовать почти всю начальную скорость, которую СП сообщает PH. Практически минимальные потери скорости имеют место, когда PH размещена снаружи СИ, т. е. иод фюзеляжем (крылом) или над фюзеляжем. Если PH установлена внутри фюзеляжа, то ее относительная скорость всегда направлена назад, т. е. начальная земная скорость PH уменьшается.

Когда PH выходит из фюзеляжа, переместившись практически на полную свою длину, и имеет угловую скорость относительно СН, то возникает опасность ее соударения нижней частью о пол (или рампу) грузовой кабины или верхней частью о потолок грузовой кабины. Конструкция десантирующего устройства и динамика разделения должны исключить возможность соударения PH и СН.

Для каждого транспортируемого груза в зависимости от его массы существует свой допустимый диапазон центровок. Чем больше масса груза, тем меньше допустимый диапазон, в котором должен располагаться центр масс груза. Когда в процессе десантирования PH перемещается назад, общий центр масс также смещается назад. Основное требование статической устойчивости является расположение общего центра масс СН и PH в допустимом диапазоне. Отсюда следует ограничение на максимальную массу PH для заданной массы СН в момент десантирования. Для существующих тяжелых транспортных самолетов С-17А, С-5, Ан-124-100 десантируемая (сбрасываемая) масса в горизонтальном полете должна составлять не более 10-г-12% от максимальной взлетной массы СН. Так, для С-17А максимальная масса PH составляет 32.4 т, а для Ан-124-100 максимальная масса PH составляет 49.5 т [8.1].

Если требуется увеличить стартовую массу PH сверх указанных величин, то необходимо создать специальные условия перед десантированием. Когда вертикальная перегрузка (пу) меньше, чем 1, то сила веса, приложенная ог PH к СН, уменьшается соответственно, и нагрузки на PH в процессе десантирования также уменьшаются. Например, маневр «горка» с переходом к квазиневесомости (лу ~ 0.2) позволяет существенно увеличить стартовую массу РП и тем самым массу выводимой полезной нагрузки. Конечно, СН должен быть способным выполнить такой маневр. Кроме того, этот маневр является очень скоротечным и ответственным. Как правило, экипаж СН не в состоянии выполнить качественно этот маневр. Поэтому такой маневр следует выполнять в автоматическом режиме.

Точность начальных параметров движения PH. Подвижный старт может порождать отклонение начальных параметров движения PH от номинальных величин.

Причины начальных ошибок и их возможные величины анализируются в и. 8.2. Для некоторых задач эти ошибки не являются критичными, но отдельные задачи требуют компенсации начальных ошибок движения PH в процессе управления на активном участке. Например, задача встречи с орбитальной станцией в конце активного участка. Такая компенсация не должна достигаться за счет существенного уменьшения выводимой полезной нагрузки. Концепция возможного управления рассматривается в п. 8.3.

Безопасность транспортной космической системы с воздушным стартом обеспечивается принятыми конструктивными решениями и выбранной последовательностью динамических операций. В частности, использование экологически безопасных компонентов топлива уменьшает воздействие на окружающую среду.

Общая безопасность системы может быть обеспечена за счет высокой надежности компонент СН и PH, особенно маршевых двигателей PH. Эксплутационная безопасность обеспечивается за счет выбора маршрутов полета СН к месту старта PH над малонаселенными местами или над открытым океаном. Воздушный старт может осуществляться над открытым океаном, достаточно далеко от районов активного судоходства вблизи побережья. Место старта может быть легко перемещено, так что не существуют ограничения по судоходству в месте старта или в районе падения ускорителя первой ступени.

В момент запуска маршевого двигателя первой ступени PH расстояние от СН должна обеспечивать безопасность в любой аварийной ситуации. Выбор этого расстояния является компромиссом между потерями полезной нагрузки из- за задержки запуска маршевого двигателя первой ступени и безопасностью СН даже в случае взрыва PH при запуске двигателя (см. п. 8.4). Высокая надежность двигателя не может полностью исключить возможность его взрыва, и такой случай необходимо рассмотреть с учетом обеспечения безопасности экипажа и необходимости спасения людей в любой ситуации, вплоть до покидания СН в аварийной ситуации.

В случае несостоявшегося старта СН может совершить посадку только с пустой PH, г. е. без топлива в баках. Так, твердотопливная PH должна быть просто сброшена из СН. У жидкостной PH компоненты топлива должны быть удалены из баков. Например, керосин может быть перекачен в баки СН, а жидкий кислород слит за борт.

Для жидкостной PH необходимо обеспечить расположение топлива у заборного устройства, чтобы запуск двигателя и его работа проходили надежно.

Ниже представлены два перспективных проекта систем воздушного старта для иллюстрации возможных конструктивных и баллистических решений.

 
Посмотреть оригинал
< Пред   СОДЕРЖАНИЕ ОРИГИНАЛ   След >
 

Популярные страницы