Рис. 12.8. Изменение плоскости орбиты при Н = const:

/ - исходная орбита; 2 - новая орбита

К плоскости Исходной орбиты (рис. 12.8). Величина дополнительной скорости в этом случае будет равна

sin Аф Дф

= 2KoSin

(12.31)

При проектировании ВКС возможное изменение скорости для того или иного маневра в космосе необходимо учитывать на ранних этапах проектирования, так как оно требует дополнительного расхода топлива, иногда весьма существенного.

12.2.3. Область полетов гиперзвуковых самолетов

Траектории полета гиперзвуковых самолетов не будут существенно отличаться от траекторий полета современных сверхзвуковых самолетов, так как и в этом случае уравновешивание массы летательного аппарата также будет выполняться главным образом аэродинамической подъемной силой. Центробежная сила, определяющая специфику траектории полета ВКС, при гиперзвуковых скоростях, соответствующих числам М = 4 ... 9, будет еще мала (см. рис. 12.2). Следовательно, параметры траектории будут определяться общеизвестными зависимостями.

Однако фазы траектории полета (разгон и набор высоты, крейсерский полет, планирование и посадка) при проектировании гиперзвукового самолета преобретают существенно большую самостоятельность и значимость для решения таких вопросов, как выбор типа двигателя и топлива, определение необходимого запаса топлива, теплоизоляция конструкции, особенности аэродинамической схемы самолета и т. д.

Область полетов гиперзвуковых самолетов на теоретически возможных этапах их развития (рис. 12.9) ограничена кривыми установившегося планирования (верхняя граница), скоростного напора q л: 7500 даН/м (нижняя граница) и температурных

Н.км

Числом

Рис. 12.9. Область полетов гиперзвуковых самолетов:

/ - потолок планирования; 2 - траектория набора высоты и разгона до числа М = 9 3 - температурные ограничения для сплава Рене-4Ь; 4 - температурные ограииче ния для сплава Инконель-718 ; 5 - температурные ограничения для титана; 6 - ограничения по скоростному напору q - 7500 даН/м

ограничений; указанные границы будут определяться конкретным назначением самолета. Крейсерский полет и планирование при максимальном аэродинамическом качестве выполняются вблизи верхней границы области, маневры, связанные с быстрым торможением, - у нижней границы. Крейсерские числа М полета и температурные ограничения конструкционных материалов по существу определяют правую границу области полета каждого варианта самолета.

12.2.4. Термические и акустические нагрузки

Отличительной особенностью полета ВКС и гиперзвукового самолета является полет в условиях высоких температур, а также динамических нагрузок, вызванных флуктуациями давления (аэродинамическим шумом) в зонах срыва потока и скачков уплотнения.

Рассматривая воздух как идеальный газ (при Т < 2000 К) и учитывая теплообмен в пограничном слое, можно найти температуру на внутренней границе ламинарного (л. п. с.) и турбулентного (т. п. с.) пограничных слоев:

Гл. .с = 7я(1+0,17М); Г,. ., = Тя(1+0,18М). (12.32)

Здесь Ти - температура воздуха на высоте Я.

При условиях, когда теплообмен определяется совместным действием конвекции, теплопроводности и лучеиспускания, тем-

пература поверхности летательного аппарата может быть определена из уравнения баланса тепла

dTo6m

(12.33)

где п. с - удельный тепловой поток из пограничного слоя, т. е. количество тепла, поступающего к поверхности на единицу

площади в единицу времени -f ; <7изл - удельный тепловой

поток, излучаемый обшивкой в окружающее пространство; с -

/ ккал \

удельная теплоемкость материала поверхности у, у -

удельный вес материала поверхности ЛА (даН/м); 6 - толщина поверхности (м); - время (с); Тобш - температура внешней поверхности (обшивки). К-

Уравнение (12.33) описывает нестационарный тепловой процесс, при котором температура поверхности летательного аппарата изменяется с течением времени (гиперзвуковое планирование ВКС). Решение этого нелинейного дифференциального уравнения можно получить методами численного интегрирования.

Наибольшая температура поверхности будет при dToemfdt = 0. В этом случае имеет место установившийся теплообмен и так называемая равновесная температура поверхности, которая устанавливается при длительном полете в неизменных условиях (крейсерский полет гиперзвукового самолета). При этом n.c =

~ /изл-

Излучаемый поверхностью летательного аппарата удельный тепловой поток определяется по закону Стефана-Больцмана:

изл = еоТо

обш>

(12.34)

где 8 - коэффициент излучения, или степень черноты поверхности; 0=1,37-10 ккал/(м-с-К*) - коэффициент излучения абсолютно черного тела.

Коэффициент 8 оценивает излучающую способность поверхности (обшивки) по сравнению с абсолютно черным телом, он зависит от материала поверхности и ее обработки, а также от температуры.

Удельный тепловой поток, поступающий к поверхности из пограничного слоя, в соответствии с законом Ньютона, определяется так:

7п. с = а {Ти. с - обш)

(12.35)

где а - местный коэффициент конвективной теплопередачи на границе воздух-поверхность в ккал/(м-с-К).

Учитывая равенство изл и qs.o получим уравнение, позволяющее определить равновесную температуру поверхности летательного аппарата при установившемся теплообмене:

ЕоГбщ + аГобш - аГа., = О, (12.36)

Н,км

80 60

40 20

Рис. 12.10. Равновесная температура плоской поверхности (е = 0,8) на расстоянии х= 1,5 м от передней кромки (для небольших углов атаки)

На рис. 12.10 приводятся приближенные значения равновесной температуры для вероятной области полетов ВКС и гиперзвуковых самолетов.

Распределение температуры по поверхности летательного аппарата зависит от многих факторов, и дать точное описание термических нагрузок безотносительно к конкретной схеме аппарата весьма трудно. Интенсивность аэродинамического нагрева поверхности существенно уменьшается при увеличении расстояния от передней кромки крыла (от носка фюзеляжа), при увеличении угла стреловидности крыла (оперения), при увеличении радиуса носка фюзеляжа, носка крыла и т. д. (Эднако может наблюдаться и значительное повышение температуры на отдельных участках поверхности летательного аппарата. Важной задачей из этих соображений является герметизация щелей, например между крылом и элевонами, между килем и рулем направления, а также створок лючков и выходных отверстий различных бортовых систем самолета. Возникающие в этих зонах вихри могут вызвать интенсивный местный нагрев.

Расчеты и испытания показали, что температура поверхности ВКС фирмы Рокуэлл (США) при входе в атмосферу достигает 1440 °С на носке фюзеляжа и 1340 °С на носке крыла. Температура Других участков поверхности значительно меньше, например, верхняя поверхность фюзеляжа нагревается только до 316 С (рис. 12.11).

На поверхности гиперзвукового самолета, несмотря на меньшие скорости полета, могут возникать температуры более высокие, чем на поверхности ВКС (влияние внешней конфигурации

1177

if?/

Рис. 12.11. Изотермы на поверхности ВКС (температура в градусах Цельсия)

аппарата и большей плотности воздуха). На рис. 12.12 показаны примерные изотермы на поверхности гиперзвукового самолета в крейсерском полете на высоте 34 км при М = 8. Следует обратить внимание на распределение температур по нижней плоскости воздухозаборника (распределение температур на плоскости с острой передней кромкой при постоянном угле атаки и нулевом угле стреловидности).

Для минимизации аэродинамического шума идеальный летательный аппарат должен иметь форму, обеспечивающую сохранение присоединенного пограничного слоя на большей части поверхности аппарата.

Результаты расчетов и испытаний в аэродинамических трубах моделей ВКС фирмы Рокуэлл показали, что наибольшие акустические нагрузки будут иметь место на хвостовой части фюзеляжа (165 дБ), на хвостовом оперении (165 дБ), на элевоне

980 870

1700

1100

760 2100

Рис. 12.12. J Установившаяся температура на поверхности самолета в гра

дусах Цельсия при длительном полете (1/ = 2400 м/с; Я = 34 км)

(164 дБ), на нижней поверхности крыла (163 дБ), на створках грузового отсека (159 дБ), на носовой части фюзеляжа (154 дБ). Высокие уровни шума на поверхности ВКС снижают усталостную долговечность плит теплозащитного покрытия, она обратно пропорциональна продолжительности воздействия шума.

12.3. АНАЛИЗ ВОЗМОЖНЫХ СХЕМ И ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ МВКА

12.3.1. Возможные схемы МВКА

Для доставки полезного груза на околоземную орбиту существует несколько различных концепций многоразового воздушно-космического аппарата. Исследования, [выполненные NASA и авиационными фирмами США, включали схемы МВКА одноступенчатые (т. е. МВКА состоит лишь из ВКС), двухступенчатые и трехступенчатые, с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой, с горизонтальным стартом и горизонтальной посадкой, с горизонтальным стартом (с использованием ракетной тележки) и горизонтальной посадкой, с последовательным и параллельным расположением разгонной и орбитальной ступеней, с дозаправкой топлива в полете и т. д. Каждая концепция имеет существенные эксплуатационные и конструктивные особенности, а следовательно, и различную полную стоимость ее осуществления.

Для анализа эффективности той или иной схемыМВКА в качестве критерия часто используется такой параметр, как относительная масса полезной (целевой) нагрузки, выводимой на околоземную орбиту

п. н = п. н/о.

где тц.н -масса полезной нагрузки; Шо - стартовая масса МВКА. При заданном значении массы полезной нагрузки критерием оценки эффективности летательного аппарата будет величина Шц. Хотя критерий /Пп. н не является исчерпывающим (более общим критерием при небольшом сроке службы ВКС может стать полная стоимость системы), все же он играет важную роль в сравнении различных схем МВКА, поскольку от величины /Пп.н (при прочих равных условиях) зависит стоимость доставки 1 кг полезного груза на орбиту.

При оценке эффективности одноразовых ракет-носителей под полезной нагрузкой понималась нагрузка, выводимая на орбиту. В таком случае для МВКА полезной нагрузкой будет масса ВКС при достижении скорости Fik, а для одноступенчатого МВКА его масса за вычетом массы топлива, израсходованного при выходе на орбиту. Однако такую полезную нагрузку следует считать чисто условной, так как ее масса значительно отличается от массы истинной полезной нагрузки. Например, масса полезной нагрузки для МВКА фирмы Рокуэлл Спейс Шаттл равна 29,5 т, а масса ВКС при выходе на орбиту--около 114 т.