Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
При разработке спускаемого аппарата (СА) оценивают нагрузки, которые будут действовать на него при входе в атмосферу: максимальные скоростной напор и перегрузку, а также тепловые потоки, время их воздействия и характер распределения по поверхности. Эти параметры во многом определяют компоновку СА и его массу. Основные характеристики СА и траектории его спуска, влияющие на нагрузки при аэродинамическом торможении — это скорость аппарата и угол наклона траектории при входе в атмосферу, масса аппарата, его площадь миделевого сечения и аэродинамическая форма (коэффициенты силы лобового сопротивления и подъемной силы) [1].
Ограничения по максимальной перегрузке при спуске и высоте достижения трансзвуковой скорости полёта могут быть определяющими требованиями при выборе аэродинамической формы СА.
Максимальная перегрузка является существенным фактором при разработке компоновки СА, имеющего в составе чувствительные к механическим нагрузкам элементы бортовых систем или конструкции.
На высоте, соответствующей трансзвуковому режиму полета при числе Маха М = 1, целесообразно введение дозвуковой парашютной системы, которая должна обеспечить отделение составных частей (СЧ) СА на заданных интервалах высот. Такие вопросы затрагивались, например, при проектировании десантного модуля миссии «Экзомарс» [2], АМС «Вега-1, 2» [3] и АМС «Венера-7» (объект «В-70») [4].
Разработанная методика оценки проектных характеристик баллистических спускаемых аппаратов основана на получении зависимостей максимальной перегрузки и высоты, соответствующей переходу СА на дозвуковой режим полёта, от угла и скорости входа СА в атмосферу и от его баллистического коэффициента, определяющего аэродинамическую форму, массу и габариты СА.
Первый шаг в получении искомых зависимостей — определение значений максимальной перегрузки и высоты, соответствующей M = 1, для различных СА, отличающихся баллистическими коэффициентами, и для различных параметров входа в атмосферу. С учетом рассмотренных диапазонов и шагов изменения входных параметров общее количество рассмотренных траекторий достигает 6000.
Второй шаг в получении искомых зависимостей — аппроксимация полученных результатов. В данной работе аппроксимация проводилась методом наименьших квадратов [5].
В результате аппроксимации получены функции максимальной перегрузки и высоты перехода на трансзвуковой режим полета от массы, площади миделя и коэффициента лобового сопротивления СА, а также скорости и угла входа в атмосферу.
Полученные функции могут быть использованы как для определения характеристик спускаемого аппарата на начальных этапах проектирования, так и параметров траектории спуска без интегрирования уравнений движения.
Предложенная инженерная методика может быть адаптирована для задач спуска на любые планеты с атмосферой.
