Содержание к диссертации
Введение
1 Постановка задачи и анализ нормативных ветровых возмущений . 15
1.1 Постановка задачи диссертационного исследования 15
1.2 Нормативные порывы ветра для расчета самолета на прочность и анализа устойчивости и управляемости при полете на больших углах атаки 19
1.3 Модель турбулентности атмосферы (ОСТ 1 02514-84) 24
1.4 Статистические характеристики поля ветров для расчета траекторий ракет-носителей 26
2 Оценка воздействия порывов ветра на угол атаки и нормальную перегрузку самолета-носителя 28
2.1 Оценка воздействия вертикального восходящего порыва 28
2.2 Оценка воздействия горизонтального порыва 35
2.3 «Критическое» направление порыва 39
2.4 Приближенный учет действия порыва 47
2.5 Порыв с градиентным участком нарастания интенсивности . 49
2.6 Маневр самолета-носителя в возмущенной атмосфере 54
3 Расчет параметров траектории самолета-носителя в точке страгивания при действии порывов на участке вертикального маневра 60
3.1 Параметры номинальной траектории и модели порывов 60
3.2 Непрерывный по времени вертикальный восходящий порыв 66
3.3 Непрерывный по времени вертикальный нисходящий порыв 71
3.4 Импульсный вертикальный восходящий порыв 75
3.5 Импульсный вертикальный нисходящий порыв 79
3.6 Концептуальная модель порывов 87
4 Возможные вариации массы самолета-носителя в точке начала маневра 91
4.1 Причины возможных вариаций массы самолета-носителя 91
4.2 Струйный ветер в тропосфере 92
4.3 Расчет потребной заправки самолета-носителя топливом с учетом известной скорости ветра 94
4.4 Концептуальная модель вариаций массы самолета-носителя в точке начала маневра 97
5 Оценка точности параметров движения самолета-носителя в точке страгивания ракеты-носителя 103
5.1 Возможный разброс параметров движения самолета-носителя в точке начала маневра «Горка» 103
5.2 Модель возмущений на участках «Горка» и «Перегрузка» 105
5.3 Уравнения движения самолета-носителя на участках «Горка» и «Перегрузка». Схема расчета возмущенных траекторий 108
5.4 Мажоритарные оценки точности параметров движения самолета-носителя в точке страгивания 114
5.5 Оценка отклонения параметров движения самолета-носителя в эквивалентных вариациях массы выводимой полезной нагрузки 116
5.6 Статистический анализ возмущенных траекторий самолета-носителя в точке страгивания 118
Заключение 121
Библиографический список 124
- Нормативные порывы ветра для расчета самолета на прочность и анализа устойчивости и управляемости при полете на больших углах атаки
- Порыв с градиентным участком нарастания интенсивности
- Непрерывный по времени вертикальный нисходящий порыв
- Расчет потребной заправки самолета-носителя топливом с учетом известной скорости ветра
Введение к работе
Идея воздушного старта ракеты-носителя (РН) с самолета-носителя (СН) привлекает внимание разработчиков ракетно-космической техники последние 30 лет. Работы по созданию средств выведения КА воздушного старта проводятся в России, США, Украине, Израиле.
До настоящего времени реализовано две системы воздушного старта -американские проекты ASAT и Pegasus. Система противоспутниковой борьбы ASAT создавалась с конца 1970-х гг. в рамках программы СОИ для поражения низкоорбитальных КА. Комплекс включает в состав двухступенчатую твердотопливную РН, КА-антиспутник массой 16 кг и истребитель F-15 в качестве СН [62].
Для оперативного выведения легких КА корпорациями Orbital Sciences и Hercules Aerospace была создана трехступенчатая твердотопливная РН Pegasus массой 18,5 т, запускаемая с доработанного бомбардировщика B-52G в горизонтальном полете, причем ракета с крылатой первой ступенью подвешена под крылом СН. Первый пуск РН Pegasus проведен в 1990 году. Позднее был реализован старт РН Pegasus-XL большей размерности с доработанного пассажирского самолета Tristar L-1011 [72].
В 1970-х гг. ВВС США по программе М-Х исследовалась возможность создания МБР, рассчитанной на воздушное базирование. В качестве СН рассматривался самолет Boeing 747. Каждый такой самолет мог бы нести внутри фюзеляжа три-четыре МБР, которые сбрасываются из хвостовой части фюзеляжа с помощью вытяжных парашютов [47,48,63,68,73,74].
В России работы по авиационным ракетным комплексам были начаты в 1973 г. КБ «Машиностроения» (ныне ГРЦ«КБ имени академика В.П.Макеева»).
Продолжением этой работы в ГРЦ «КБ имени академика В.П.Макеева» стал проект авиационного ракетно-космического комплекса «Аэрокосмос», в котором РН «Штиль-2А» с ЖРД (или РН «Штиль-ЗА») размещается в фюзеляже СН Ан-124РКК (или Ил-76МД) на специальной платформе, которая вытягивается парашютом площадью 20 м2. Ракеты «Штиль-2А» и
«Штиль-ЗА» проектировались на базе БРПЛ РСМ-54 и имели стартовую массу 40 и 45 т соответственно. Сброс РН предполагался на высоте 10...12 км при скорости СН 760...800 км/ч. Масса выводимой на низкую орбиту полезной нагрузки (ПН) составляла 750 кг [46].
В МКБ «Радуга» в 1989-1990 гг. был разработан двухступенчатый вариант крылатой ракеты «Бурлак» массой около 25...30т для выведения легких спутников на низкие орбиты. Ракета должна была стартовать горизонтально с переоборудованного бомбардировщика Ту-160СК на высоте 13,5 км при скорости, соответствующей М=1,7. Грузоподъемность РН на стандартную полярную орбиту высотой 200 км не превышала 775 кг [8].
Наиболее проработанным в классе РН массой около 100 т является проект авиационно-ракетного комплекса космического назначения (АРК КН) «Воздушный старт», реализуемый за счет средств внебюджетных источников. Работы по этому проекту были начаты в 1998 г. на основании распоряжения Правительства РФ от 01.12.98 №1702-р с разработки по госконтракту с Российским космическим агентством технического предложения по АРК КН «Воздушный старт» [7].
С 1999 г. работы по проекту «Воздушный старт» ведет одноименная Аэрокосмическая корпорация «Воздушный старт». По ее заданию РКК «Энергия» им. С.П.Королева, ГРЦ «КБ имени академика В.П.Макеева» и АНТК им. О.К.Антонова с привлечением ведущих аэрокосмических предприятий России и Украины разработаны эскизные проекты комплекса «Воздушный старт».
Эскизный проект РКК «Энергия» им. С.П.Королева разработан в 2001 г. на РН грузоподъемностью около 2 т (на полярную орбиту Нкр=200 км) и является первой версией проекта «Воздушный старт» [42-45].
Дальнейшее развитие проект получил в 2003 г. после разработки эскизного проекта АРК КН «Воздушный старт» в ГРЦ «КБ имени академика В.П.Макеева» [38-41]. Комплекс «Воздушный старт» состоит из СН Ан-124-100ВС (доработанного транспортного самолета Ан-124-100) и двухступенчатой РН «Полет» массой около 100 т на компонентах топлива (жидкий кислород + керосин) с космическим разгонным блоком (КРБ).
Грузоподъемность РН при выведении на полярную орбиту высотой 200 км составит 3 т, на экваториальную опорную орбиту — около 4 т, на геостационарную орбиту - до 0,8 т (при старте с экватора).
Проект «Воздушный старт» включен в Федеральную космическую программу России на 2006-2015 гг.
При работе над проектом «Воздушный старт» требовалось решение ряда новых научно-технических проблем, связанных с размещением РН внутри фюзеляжа СН, ее десантированием, безопасным включением двигателя первой ступени, компенсацией (при необходимости) начальных ошибок движения РН, порожденных подвижным стартом, т.е. самолетом, и др.
Отличительной особенностью проекта «Воздушный старт» является размещение РН в грузовом отсеке СН в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) внутри СН, выполнение самолетом вертикального маневра десантирования для снижения нагрузок на РН и СН при разделении и увеличения массы выводимой ПН, а также применение парогазогенератора (111 Г) для выталкивания РН из ТПК [1,41].
Кроме упомянутых отечественных проектов в настоящее время существует достаточно широкий круг проектов авиационно-космических систем (АКС) с использованием находящихся в эксплуатации самолетов: АКС с высотным самолетом М-55 (ЭМЗ им. В.М.Мясищева), МАКС с Ан-225 (НПО «Молния»), АКС «Ту-160-Штиль» (ГРЩ, АКС «Ту-22МЗ-Скиф» (ОАО «Туполев») и др. [46]. ГРЦ «КБ имени академика В.П.Макеева» рассматривает вариант размещения твердотопливной РН «Прибой-М» со стартовой массой 90,5 т внутри фюзеляжа СН Ан-124-100 в транспортно-пусковом контейнере. Для десантирования РН предлагается использовать источник сжатого газа и стабилизирующий парашют. Грузоподъемность РН при выведении на экваториальную орбиту высотой 200 км составит 2,5 т [21].
В последнее время в США вновь усилился интерес к созданию авиационно-ракетных систем. Министерство обороны в лице агентства перспективных исследований DARPA заказало создание нового средства выведения малого класса с воздушным стартом. В проекте компании AirLaunch двухступенчатая РН QuickReach с ЖРД размещается в грузовом
отсеке транспортного самолета С-17 Globemaster. В октябре 2005 г. были проведены испытания по десантированию полномасштабного макета ракеты массой 33 т. В 2006 г. планируется выполнить еще несколько испытаний десантирования [65]. На основе РН QuickReach планируется создание РН QuickReach-2 увеличенной грузоподъемности для выведения на низкую околоземную орбиту пилотируемого корабля. Для пусков РН QuickReach-2 компания Scaled Composites разрабатывает тяжелый СН [32].
Проект транспортной космической системы AirLaunch, предназначенной для оперативного запуска военных, научных и коммерческих КА, разрабатывается компанией Boeing совместно с Thiokol Propulsion. Оснащенная крылом и хвостовым оперением трехступенчатая ракета устанавливается сверху на фюзеляже СН Boeing 747-400F [66,67]. Масса выводимой на низкие орбиты полезной нагрузки составит 3 т [64].
На Украине работы по авиационным космическим ракетным комплексам (АКРК) были начаты в 1989 г. в рамках проекта «Спейс Клипер» на базе самолета Ан-124 и снимаемой с вооружения МБР. Позднее на основе самолета Ан-124-100 был разработан проект АКРК «Ориль», предназначенного для выведения ПН массой до 1 т на орбиты высотой до 1000 км. В 1994 г. разработан проект АКРК «Свитязь» на базе самолета Ан-225-100 с РН массой 250 т [19,28]. В обоих вариантах комплексов РН размещается внутри СН, а десантирование осуществляется с использованием парашютной системы.
В Израиле компанией Israel Aircraft Industries ведутся работы по созданию двухступенчатой РН воздушного запуска на базе РН Shavit. Ракета, десантируемая из самолета С-130 Hercules с использованием специального парашюта и направляющего поддона, способна вывести ПН массой до 350 кг на низкую приэкваториальную орбиту. Вытягивание РН из грузового отсека и ее стабилизацию обеспечит специальная парашютная система [31].
Все упомянутые выше средства выведения воздушного старта по способу размещения РН можно разделить на три варианта: под крылом или фюзеляжем СН, сверху на фюзеляже и внутри грузового отсека.
Первый вариант размещения позволяет осуществить сброс РН наиболее
простым способом, однако ограничивает массу и габариты ракеты.
Установка РН над фюзеляжем СН позволяет увеличить ее массу и габариты для повышения массы выводимой ПН, но усложняет разделение РН и СН.
Большие возможности открывает размещение ракеты внутри фюзеляжа СН, как это принято в проекте «Воздушный старт». При таком решении существенно увеличивается дальность полета СН с ракетой к точке ее запуска, что расширяет оперативные возможности системы. Масса и габариты РН, как и в варианте размещения сверху на фюзеляже СН, могут быть увеличены. При этом десантирование РН большой массы требует выполнения самолетом специального маневра разделения. При размещении РН в грузовом отсеке СН сброс РН может быть осуществлен через задний грузовой люк с использованием пневматической системы десантирования или вытяжной парашютной системы (ВПС). Пневматическая система представляется более предпочтительной, так как обеспечивает стабильность десантирования и лучшие, по сравнению с ВПС, траекторные параметры РН в точке страгивания, т. е. точке начала движения РН относительно СН. Кроме того, для десантирования РН большой массы с помощыо парашюта необходимо разработать многокупольную парашютную систему (в настоящее время самой большой штатной ВПС для военно-транспортных самолетов является ВПС-14 с вытяжным парашютом площадью 14 м2) [3,16,35,58].
Данная диссертация выполнена в процессе решения одной из научно-технических проблем при разработке проекта «Воздушный старт», в связи с чем ниже представлены основные характеристики и особенности комплекса «Воздушный старт».
Самолет-носитель Ан-124-ЮОВС на базе серийного самолета Ан-124-100 предназначен для установки на его борту РН, оборудования и систем ракетного сегмента общей массой 120 т. Максимальная взлетная масса СН составляет 392 т [50].
Двухступенчатая РН «Полет» массой около 100 т с модифицированными кислородно-керосиновыми двигателями НК-43М (НК-33-1) на I ступени и РД-0124 на II ступени размещается в ТПК внутри СН на специальных опорах (обтюраторах) и десантируется из него под действием 111 Г.
Воздушное десантирование РН осуществляется при выполнении самолетом-носителем Ан-124-ЮОВС специального маневра в вертикальной плоскости для обеспечения наилучших начальных условий движения РН в целях выведения максимальной ПН на орбиту. Авторские права на этот маневр защищены международным патентом [15].
Во время выполнения маневра десантирования самолет выходит на непродолжительный режим (5...6 с), близкий к невесомости с перегрузкой ny=0,1...0,3. Это обеспечивает снижение нагрузок на РН и СН при десантировании РН, а также уменьшение кабрирующего момента, возникающего вследствие изменения центровки СН при выходе РН из ТПК. Тем самым обеспечиваются условия для безопасного выхода РН массой 100 т из СН [1,2,52,53]. Авторские права на использование такого способа десантирования защищены международными патентами [16,18].
Ракета-носитель расположена в СН носовой частью против направления полета и после выхода совершает разворот по тангажу с помощью РДТТ управления для получения требуемой начальной ориентации. На безопасном расстоянии от СН (-250 м) включается маршевый двигатель первой ступени РН и начинается её выведение на орбиту [3,34,39,41,50].
На активном участке траектории РН навигационная задача решается с помощью систем типа «Глонас» или «Navstar». Способ решения защищен международным патентом [17].
Самолет-носитель Ан-124-100ВС является бустерной многоразовой ступенью АРК КН «Воздушный старт», обеспечивая ненулевые начальные условия (высоту ~10 км, скорость ~180 м/с и угол наклона траектории -24 в точке страгивания РН). Это позволяет увеличить выводимую полезную нагрузку примерно в 1,5 раза по сравнению с наземным стартом, в том числе, за счет применения высотного сопла на двигателе первой ступени [37,59].
Вместе с тем, как уже отмечалось, из-за подвижного старта в точке страгивания ракеты, т.е. в начале ее движения, могут возникать ошибки по положению в пространстве и времени пуска [56]. Эти ошибки имеют наиболее существенное значение при решении задачи встречи на орбите в конце активного участка. Например, с Международной космической станцией.
Актуальность настоящей диссертации обусловлена отсутствием в настоящее время нормативных возмущений для оценки точности выполнения используемого специального маневра транспортным самолетом и отсутствием у разработчиков комплекса «Воздушный старт» согласованной модели возмущений на всех участках совместного полета СН и РН. Поэтому возникла необходимость создания обоснованной модели возмущений для участка вертикального маневра и оценки начальных ошибок движения РН вследствие воздушного старта, которые в конечном счете влияют на массу выводимой полезной нагрузки. Такая работа была проделана в Аэрокосмической корпорации «Воздушный старт» с участием автора. Указанные возмущения и оценка их влияния на параметры траектории СН в точке страгивания являются предметом диссертационного исследования.
Целью настоящей диссертации является построение научно обоснованной стохастической модели возмущений, действующих на СН Ан-124-ЮОВС в процессе вертикального маневра, и получение оценок точности параметров движения в точке страгивания РН и эквивалентных вариаций массы выводимой полезной нагрузки.
К настоящему времени имеются оценки точности параметров движения в точке страгивания РН, полученные в АНТК им. О.К.Антонова по проекту «Воздушный старт» [1,2,24,52,53]. Эти оценки основаны, главным образом, на результатах исследования на пилотажном стенде ИПС-400 движения СН в процессе десантирования. При моделировании предстартового маневра из возмущающих факторов учитывалось влияние только однократного нормированного для Ан-124 порыва ветра, задаваемого в нормах прочности ЛА и при анализе вопросов устойчивости и управляемости самолета. Воздействие нормированного вертикального порыва рассматривалось в качестве расчетного случая, вероятностный характер интенсивности порыва и момента его приложения не учитывался. Не рассматривались и другие возмущающие факторы, существенно влияющие на точность вертикального маневра, за исключением лишь погрешностей ручного пилотирования.
В других работах [3,4,36,51], выполненных по проекту «Воздушный старт» и касающихся исследования динамики предстартового маневра и
Нормативные порывы ветра для расчета самолета на прочность и анализа устойчивости и управляемости при полете на больших углах атаки
Под порывом ветра нормированным в авиации понимают значение скорости потока неспокойного воздуха, задаваемое в нормах прочности ЛА, при котором производится расчет нагрузок на ЛА [10]. Нагрузки на ЛА под действием порыва ветра возникают вследствие изменения аэродинамических сил, связанных с изменением углов атаки и скольжения, а также скорости движения ЛА относительно воздуха. Нормированный порыв ветра зависит от типа ЛА и режимов полета. Порыв ветра рассматривается также при анализе вопросов устойчивости и управляемости самолета. Возникающий при этом дополнительный угол атаки не должен приводить к превышению допустимого угла атаки [54].
Сдвиг ветра - это атмосферное возмущение, при котором скорость ветра резко меняется по значению или (и) направлению вдоль траектории полета ЛА [10]. Значительные сдвиги ветра наблюдаются, как правило, в нижних слоях атмосферы на высотах 0...100м. Поэтому влияние сдвига ветра обычно рассматривают на участках взлета и посадки самолета [11]. На высоте порядка 10 км сдвиг ветра не представляет опасности для самолета, и в модели возмущений его можно не учитывать.
По требованию «Единых норм летной годности гражданских транспортных самолетов» (ЕНЛГ-С) [23], при анализе динамического нагружения самолета в процессе полета в неспокойном воздухе следует рассматривать действие однократного вертикального (восходящего или нисходящего) порыва с линейным участком нарастания интенсивности, как показано на рисунке 1.3. Принимается длина участка нарастания L 30 м. Значение максимальной интенсивности порыва задается определенным образом. Требования, приведенные в [23], аналогичны «Нормам летной годности гражданских самолетов СССР» третьей редакции (НЛГС-3).
Сертификационный базис самолета Ан-124» (СБ-124) [54] также разработан на основе НЛГС-3 с учетом дополнительных требований, отражающих конструктивные и эксплуатационные особенности этого самолета. В части динамической прочности к самолету Ан-124 предъявляются такие же требования по единичным порывам ветра, как в [23]. Принятые позже «Нормы летной годности самолетов транспортной категории» АГТ-25 [9], нормы США FAR-25 [71] и Западной Европы CS-25 [70] рекомендуют другую форму порывов ветра для анализа динамического нагружения самолета при полете в неспокойном воздухе. Считается, что на горизонтально летящий самолет раздельно воздействует симметричный вертикальный восходящий (нисходящий) однократный порыв, а также боковой однократный порыв. Форма вертикального (бокового) порыва принимается в виде где s- расстояние, пройденное в порыве (глубина проникновения в порыв), м; Wds - расчетная скорость (амплитуда) порыва, м/с; Н - градиентный участок порыва, м. На рисунке 1.4 показана форма порыва (1.4). Для расчетной крейсерской скорости следует рассмотреть достаточное число градиентных участков порыва Н в диапазоне от 9,2 до 106,8 м, чтобы найти критическую реакцию по каждой нагрузке. Расчетная скорость порыва определяется следующей формулой: Здесь Wref-эффективная индикаторная скорость порыва, Fg - коэффициент снижения порыва, определяемый профилем полета. Эффективная индикаторная скорость порыва задается для расчетной крейсерской скорости полета в зависимости от высоты: Коэффициент снижения порыва Fg должен линейно увеличиваться с высотой от некоторой величины на уровне моря до 1,0 на максимальной эксплуатационной высоте. Можно определить среднюю интегральную величину порыва ветра, действующего на участке пути 2Н, для формы порыва, заданной условием (1.4): Порыв ветра со средней интенсивностью порядка 5,3 м/с, который действует в течение 1,2 с, не может существенно воздействовать на такой тяжелый и инерционный самолет, каким является Ан-124-100ВС. «Сертификационный базис самолета типа Ан-124» [54] устанавливает нормативные порывы ветра для анализа устойчивости и управляемости самолета при полете на больших углах атаки. На крейсерских режимах полета, а также на режимах набора высоты и снижения по маршруту должен обеспечиваться такой запас по углу атаки до допустимого угла атаки адоп, который соответствует приращению угла атаки от мгновенного входа самолета в восходящий порыв ветра с индикаторной скоростью но во всех случаях должно быть Wi 6,5 м/с. Отсюда следует, что должно выполняться условие Здесь ат - угол атаки (град) в горизонтальном прямолинейном полете, Vi - скорость горизонтального прямолинейного полета. При этом приращение нормальной перегрузки при выходе на адоп не должно быть меньше Дпу=0,3. Модель восходящего вертикального порыва для анализа устойчивости и управляемости самолета показана на рисунке 1.5. Для условий горизонтального полета самолета Ан-124 на высоте порядка 10 км индикаторная скорость порыва составляет Полет на углах атаки, превышающих допустимые, запрещается. Значения допустимых углов атаки с убранной механизацией крыла для различных чисел М приведены в таблице 1.1 [49]. Проведенный выше анализ нормативных ветровых возмущений позволяет сделать следующие выводы. 1) В авиационных нормах для транспортных самолетов нормативные ветровые порывы рассматриваются только на участках горизонтального прямолинейного полета, а также на участках набора высоты и посадки, где углы наклона траектории не превышают величины порядка 0=10 [11]. 2) Учитываются только вертикальные порывы (восходящие и нисходящие). 3) Для расчета прочности приняты нормативные порывы с линейным (т.е. градиентным) участком нарастания интенсивности и косинусоидальные. Для расчета устойчивости принята ступенчатая форма порыва с мгновенным нарастанием интенсивности. 4) В нормальной эксплуатации, по условиям прочности при динамическом нагружении конструкции самолета, не должна превышаться максимальная допустимая перегрузка п =2,3. 5) В нормальной эксплуатации запрещается полет на углах атаки, превышающих допустимые, величины которых уменьшаются по мере увеличения числа М полета.
Порыв с градиентным участком нарастания интенсивности
Реальный порыв не может мгновенно увеличивать свою интенсивность от нуля до максимальной величины W . Обычно существует конечный (по дальности L или времени t ) участок нарастания интенсивности, на котором происходит быстрое изменение интенсивности порыва. Чаще всего это изменение характеризуют постоянным градиентом, что позволяет описать участок изменения интенсивности порыва простой линейной зависимостью (рисунок 2.8). Когда СН входит в порыв с градиентным участком нарастания интенсивности, то еще до момента достижения максимальной скорости порыва WB СН приобретает некоторую скорость по направлению действия порыва. Это равносильно уменьшению скорости порыва и, как следствие, перегрузки. Следуя [25], рассмотрим модельный пример входа горизонтально летящего СН в вертикальный порыв ветра с постоянным градиентом нарастания интенсивности. Движение СН в направлении порыва под действием «избыточной» подъемной силы, которая превышает условие равновесия подъемной силы и веса СН, описывается уравнением Здесь G - вес СН, g - ускорение силы тяжести, Vy - вертикальная скорость, С" - производная подъемной силы по углу атаки, S - площадь крыла, р плотность атмосферы, V - воздушная скорость, Wy - текущая скорость порыва. В рассматриваемой модели порыва с постоянным градиентом нарастания скорости порыва имеем -время полета на участке линейного нарастания скорости порыва.
Уравнение (2.32) можно привести к виду По определению нормальной перегрузки поэтому, дифференцируя уравнение (2.35) по времени и производя замену согласно (2.37), получим уравнение для нормальной перегрузки: Решение уравнения (2.39), удовлетворяющее начальному условию Согласно (2.41), наибольшая перегрузка на участке градиентного порыва ветра достигается при t=t , т.е. в конце градиентного участка. Видно, что при уменьшении длительности градиентного участка (t — 0) нормальная перегрузка возрастает. Следовательно, наиболее неблагоприятная форма порыва, порождающая наибольшую нормальную перегрузку, это мгновенное изменение скорости порыва от нуля до максимальной величины (т.е. ступенчатый порыв). Такая форма порыва используется в построенной модели порыва ветра. Из соотношения можно с учетом (2.41) найти приращение угла атаки Аа, соответствующее приращению нормальной перегрузки Апу, Видно, что максимальное приращение угла атаки при градиентном нарастании порыва также достигается в момент времени t=t . Чем меньше длительность градиентного участка t , тем больше приращение угла атаки. Предполагая время t малым, приведем соотношение (2.43) к виду Таким образом, показано, что при градиентном нарастании порыва ветра приращение угла атаки оказывается меньше, чем при мгновенном нарастании порыва. Уравнение (2.43) описывает приращение угла атаки СН в процессе входа в градиентный вертикальный порыв. Время t изменяется от 0 до t. Можно отнести текущий угол атаки ct(t) к максимальному возможному приращению угла атаки под действием мгновенного порыва ветра, которое определяется условием (2.45). Тогда относительное изменение угла атаки будет описываться уравнением С целью упрощения уравнения (2.46) преобразуем коэффициент установившемся горизонтальном полете поэтому V=230 м/с — скорость СН в установившемся горизонтальном полете; а=0,1 рад - угол атаки СН в установившемся горизонтальном полете. На рисунке 2.9 показано относительное изменение угла атаки СН при градиентном нарастании интенсивности вертикального порыва для разных длительностей градиентного участка t . Если длительность градиентного участка составляет t =l с, то наибольший угол атаки достигает 0,8 Aamax. Если длительность градиентного участка составляет t =10 с, то наибольший угол атаки составляет всего 0,2 Аатах Если t =l с, то наибольшее приращение угла атаки СН достигает 2,6, а при t =10c наибольшее приращение угла атаки составляет всего 0,7 при входе СН в градиентный вертикальный порыв ветра. В этой связи в построенной стохастической модели порывов ветра рассматривается порыв ступенчатой формы с мгновенным увеличением скорости от нуля до максимальной величины, который порождает наибольшие изменения (положительные и отрицательные) угла атаки и перегрузки.
Непрерывный по времени вертикальный нисходящий порыв
Аналогичные расчеты траекторий движения СН на участках «Горка» и «Перегрузка» были проведены для непрерывных нисходящих порывов. В случае нисходящего порыва (WB 0) угол атаки и нормальная перегрузка СН уменьшаются, а воздушная скорость скачком увеличивается. Если окажется, что нормальная перегрузка в течение некоторого времени отрицательна и принимает большие по абсолютной величине отрицательные значения, то может прекратиться подача топлива из баков СН к двигателям. Согласно общим требованиям к топливной системе [23], она должна обеспечивать «питание двигателей самолета в полете при отрицательных и околонулевых перегрузках в течение не менее 5 с, в том числе и в полете с непрерывной отрицательной перегрузкой не менее -0,5 единиц, при этом давление топлива в трубопроводах питания двигателей должно быть не менее величины эксплуатационного ограничения для случаев особой ситуации».
Опасность отрицательных перегрузок существует, когда порыв ветра возникает вблизи точки В или позднее, т.е. на участке «Перегрузка».
На рисунке 3.9 показаны примеры изменения нормальной перегрузки при непрерывных нисходящих порывах, которые начинаются в различные моменты времени. Если порыв начинается вблизи точки В (tn=17,5c), то нормальная перегрузка сначала уменьшается из-за уменьшения угла атаки, потом несколько увеличивается (Апу=0,2) вследствие возрастания скорости, а затем монотонно уменьшается. В результате начало участка «Перегрузка» и точка страгивания сдвигаются по времени примерно на 2 с. Если порыв начинается в tn =19,9 с, то нормальная перегрузка сразу становится меньше пу=0,3, т.е начинается участок «Перегрузка». За 1 с перегрузка уменьшается до пу=0 и остается практически нулевой в процессе десантирования РН. Если порыв возникает в номинальный момент страгивания tn=20,9 с, то при десантировании РН нормальная перегрузка оказывается отрицательной,
На рисунке ЗЛО дано изменение индикаторной скорости СН для различных моментов появления непрерывных нисходящих порывов. В этом случае продольная составляющая порыва направлена против вектора скорости СН, что дает увеличение его индикаторной скорости. Рисунок 3.11 показывает изменение текущего угла наклона траектории СН для разных моментов возникновения непрерывного нисходящего порыва.
На рисунке 3.12 показано изменение угла наклона траектории в точке страгивания и время полета от начала участка «Горка» до точки страгивания для разных моментов возникновения непрерывных нисходящих порывов. Видно, что действие нисходящего порыва производит обратный эффект по сравнению с восходящим порывом (см. рисунок 3.8).
Из результатов моделирования траекторий полета СН на участках «Горка» и «Перегрузка» следует, что непрерывный нисходящий порыв может породить кратковременное (около 2 с) появление отрицательной нормальной перегрузки ny = -0,2. Угол наклона траектории в точке страгивания меняется в диапазоне от -2,9 до +1,3 относительно номинального значения 24. Время достижения точки страгивания меняется от -0,6 с до +1,3 с по сравнению с номинальной величиной 20,9 с. Дальность от начала маневра «Горка» до точки страгивания изменяется в пределах -140 м до +200 м относительно номинальной дальности 4320 м. Высота в точке страгивания варьируется в диапазоне от-190 м до +90 м относительно номинальной величины 10250 м.
На рисунке 3.13 показано изменение угла атаки СН под воздействием импульсных восходящих порывов в разные моменты времени на участках «Горка» и «Перегрузка». Видно, что в конце участка «Горка» порыв ветра вызывает превышение допустимого угла атаки адоп на величину не более чем Аа=3. Длительность участка превышения меньше 2 с.
Рисунок 3.14 иллюстрирует изменение пу при импульсных восходящих порывах. Максимальная перегрузка на участке «Горка» меньше 2,1, а на участке «Перегрузка» может реализоваться пу=0,75 с вероятностью 2,4-10". Изменение индикаторной скорости СН под воздействием импульсных восходящих порывов показано на рисунке 3.15. После прекращения действия порыва изменение скорости по времени мало отличается от номинальной (без порыва) зависимости. Аналогично изменяется угол наклона траектории при наличии порывов (рисунок 3.16). Итоговые изменения угла наклона траектории в точке страгивания 0тс и времени полета от точки начала участка «Горка» до точки страгивания tic, приведенные на рисунке 3.17 подобны аналогичным зависимостям при непрерывных порывах, но с меньшими отклонениями от номинальных величин.
Из результатов расчетов следует, что импульсный восходящий порыв длительностью 2 с может вызвать кратковременное (меньше 2 с) превышение допустимого угла атаки адоп на величину около 3, но при этом ограничение по допустимой нормальной перегрузке не нарушается. Угол наклона траектории в точке страгивания меняется в диапазоне от -1,9 до +2,5 относительно номинального значения 24. Время достижения точки страгивания меняется от -1,6 с до +1,3 с по сравнению с номинальной величиной 20,9 с. Дальность от начала маневра «Горка» до точки страгивания изменяется в пределах от -260 м до +210 м относительно номинальной дальности 4320 м. Высота в точке страгивания варьируется в диапазоне от-120 м до +90 м относительно номинальной величины 10250 м.
При моделировании движения СН на участке вертикального маневра в случае действия импульсного нисходящего порыва получены следующие результаты. В начале нисходящего порыва угол атаки резко уменьшается. Система автоматического управления СН, работающая на участках «Горка» и «Перегрузка», стремится восстановить требуемый угол атаки. Переходный процесс занимает около 2 с, но в конце переходного участка порыв исчезает, в результате чего происходит заброс по углу атаки (рисунок 3.18). При этом угол атаки может превысить допустимую величину адоп. Максимальное превышение допустимого угла атаки не более 3, а длительность временного интервала, на котором имеет место превышение адоп, меньше 2 с. Таким же образом меняется нормальная перегрузка, но ее максимальная величина не превышает значения пу=2,1 (рисунок 3.19а).
Наибольшие трудности для десантирования РН возникают в случае, когда импульсный нисходящий порыв возникает в конце участка «Горка». Если tn=18,5 с, то в конце участка порыва нормальная перегрузка оказывается меньше 0,3 (рисунок 3.196). Это является сигналом начала десантирования РКН (точка страгивания). Почти одновременно с началом движения РН внутри СН импульсный нисходящий порыв исчезает, что порождает быстрый рост нормальной перегрузки до величины порядка пу=0,6, т.е. нарушается условие квазиневесомости, которое необходимо для десантирования РН. Вероятность появления импульсного нисходящего порыва на интервале 2 с вблизи точки В (конец участка «Горка») можно оценить с учетом известной кумулятивной повторяемости порывов р=8 -10"7 км"1 (0,18 км/с -2 с) «3- 10"7. Такое событие является маловероятным согласно принятой классификации [23].
На рисунках 3.20 и 3.21 показано изменение индикаторной скорости и угла наклона траектории по времени при движении СН на участках «Горка» и «Перегрузка» для разных моментов t„ начала импульсного нисходящего порыва. Индикаторная скорость в точке страгивания меняется относительно номинальной величины несущественно.
Расчет потребной заправки самолета-носителя топливом с учетом известной скорости ветра
Существуют следующие основные причины, вызывающие отклонение массы СН от расчетной (номинальной) величины 330 т в точке начала вертикального маневра: а) ошибка «сухой» массы СН; б) ошибка массы заправляемого топлива; в) неноминальный расход топлива от взлета до точки начала маневра; г) нерасчетное время полета до точки начала маневра из-за случайного (непрогнозируемого) горизонтального ветра.
Первые три причины могут изменить начальную массу СН в точке начала маневра суммарно на несколько сотен килограмм. Последняя причина может изменить начальную массу СН на несколько тонн, поэтому требует детального рассмотрения.
Заправка СН топливом для полета к заданной точке запуска РН и расчет времени полета осуществляется с использованием прогноза ветра по маршруту. Прогноз может быть среднестатистическим с оценкой предельных отклонений ветра или основываться на данных разведки метеоусловий, для получения которых необходима информация от наземных служб или полет самолета-разведчика по заданному маршруту примерно за 2 часа до взлета СН. За это время самолет-разведчик пролетит около половины пути до точки начала маневра СН. При более раннем взлете самолета-разведчика, что позволяет пролететь большую часть маршрута, достоверность полученной информации может снизиться из-за возможной перемены ветра. Более поздний взлет самолета-разведчика повышает «свежесть» информации, но к моменту взлета СН позволяет получить измерения ветра только на начальном участке пути. Использование самолета-разведчика может стать необходимым в случае, когда маршрут СН проходит над океаном, где оперативные данные о метеоусловиях отсутствуют.
Если точка запуска РН находится на малом расстоянии от аэродрома пуска и время полета СН меньше одного часа, то прогноз ветра даже по метеоусловиям аэродрома может оказаться достаточно точным, что позволит правильно определить потребную заправку топливом. В этом случае СН достигнет точки начала маневра в заданный момент времени, израсходовав всю предназначенную для перелета массу топлива. Следовательно, в точке начала маневра СН с РН на борту будет иметь массу, близкую к расчетной (330 т).
Когда точка запуска РН находится на большом расстоянии от аэродрома пуска и время полета составляет несколько часов, то даже при наличии информации о метеоусловиях по маршруту полета СН нельзя гарантировать, что все предназначенное для перелета к точке начала маневра топливо будет полностью израсходовано к моменту прибытия в эту точку.
Если начальная масса СН в точке начала маневра будет отличаться от номинальной (330 т), то вертикальный маневр СН приведет к отклонению от номинальных параметров траектории в точке страгивания РН.
В случае перерасхода топлива на участке полета от аэродрома до точки начала маневра масса СН в этой точке окажется меньше номинальной, что приведет к уменьшению маневренных возможностей СН по достижению аэродрома посадки после десантирования РН.
Если масса СН в точке начала маневра окажется больше номинальной, то это повлияет на динамику вертикального маневра и приведет к отклонению от номинальных значений параметров траектории в точке страгивания РН.
В связи с тем, что основной причиной вариаций массы СН в точке страгивания является случайный (непрогнозируемый) горизонтальный ветер, необходимо рассмотреть его природу и оценить пределы изменений.
Полет СН к точке запуска РН совершается на высоте порядка 9 км, т.е. в тропосфере, где температура почти равномерно понижается с высотой, имея градиент -6/км. В полярных районах вертикальная мощность тропосферы составляет в среднем 8...9 км. В умеренных высотах она увеличивается до 10...12 км, а в тропических еще больше - вплоть до 16... 17 км [3 0]. Сезонно-широтные и случайные вариации температуры от средних значений могут быть значительными. Максимальные колебания температуры в тропосфере наблюдаются на широтах 40...70 с.ш., где атмосферная циркуляция наиболее изменчива. Здесь средние квадратичные отклонения стт от средних месячных значений достигают величин 15...20С зимой и Ю...12С летом. К югу от указанных широт вариации температуры уменьшаются, а в экваториальной зоне вариации не превышают 2.. .3.
Плотность воздуха существенно изменяется в течение года, причем ее вариации могут превышать 25% от средней многолетней величины. Вблизи поверхности Земли плотность воздуха в высоких широтах больше, чем в низких. Так, среднее значение плотности воздуха в полярных районах равно 1,4 кг/м , что почти на 15% больше стандартной плотности (1,225 кг/м ). На экваторе плотность воздуха равна 1,18 кг/м3, т.е. меньше стандартной [30].
Как уже отмечалось в разделе 2.6, на высоте 9 км наблюдаются незначительные колебания плотности воздуха в течение года. Экстремальные вариации плотности в северном полушарии наблюдаются в январе (10%) и июле (5%). Для тропосферы закономерно возрастание скорости ветра по мере увеличения высоты. Максимальное значение скорости ветра в тропосфере обычно наблюдается вблизи тропопаузы. В середине струйного течения, т.е. на его оси, скорость ветра всегда наибольшая и может варьироваться в широких пределах. Нередко величина скорости превышает 40 м/с [30]. По данным, приведенным в [22], максимальные значения скорости ветра на оси струйного течения могут колебаться в пределах 30...200 м/с. Верхний предел (200 м/с) близок к максимальным значениям скорости ветра, зарегистрированным при наблюдениях струйных течений. Средняя скорость тропосферных струйных течений составляет 40...50 м/с. Поэтому для случайного горизонтального ветра можно в первом приближении принять, что его средняя квадратичная величина (aw) равна 12 м/с. Примерно такая же оценка принята для расчета траекторий выведения ракет-носителей (см. раздел 1.3). В подавляющем большинстве случаев в тропосферных струйных течениях ветры имеют западную составляющую, т.е. дуют с запада на восток.
