способ управления гиперзвуковым летательным аппаратом

Формула изобретения

Способ управления гиперзвуковым летательным аппаратом, в котором осуществляют полет на межконтинентальную дальность и на пассивном участке траектории вводят аппарат в режим многократного рикошетирования с максимальным аэродинамическим качеством, отличающийся тем, что в нем разгоняют аппарат в восточном направлении до круговой скорости в апогее траектории высотой не более 100 км, при крутизне траектории не более -2° вводят аппарат в пикирование с максимальным аэродинамическим качеством, в процессе пикирования по параметрам движения аппарата определяют его кориолисовое ускорение в системе вращающейся Земли, при равенстве кориолисова и поперечного кажущегося ускорения переводят аппарат в кабрирование, удерживают аппарат в режиме кабрирования с максимальным аэродинамическим качеством до формирования крутизны траектории не более 2°, осуществляют циклическое повторение режима пикирование-кабрирование в процессе рикошетирующего движения аппарата на межконтинентальную дальность.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в процессе эксплуатации гиперзвуковых летательных аппаратов типа "Земля-земля" при полете их на межконтинентальную дальность.

Аппараты этого типа отличаются большим разнообразием конструкций.

Известно, что в зависимости от конструкции выбирается наиболее оптимальный для полета данного аппарата вид траектории. При этом вид траектории (баллистическая, планирующая, рикошетирующая, настильная) определяет, как правило, характер движения аппарата на пассивном участке траектории (см., например, Н. Ф. Краснов, В.Н.Кошевой. Управление и стабилизация в аэродинамике. М., "Высшая школа", 1978 г., стр. 129).

Одной из важных характеристик летательного аппарата является величина располагаемого (максимального) аэродинамического качества, определяющая возможность аэродинамического управления траекторией (см., например, В.В.Андреевский. Динамика спуска космических аппаратов на Землю. М., "Машиностроение", 1970, стр. 15-19).

Баллистические траектории используются в основном для неуправляемых летательных аппаратов с нулевым аэродинамическим качеством (К=0).

На планирующих траекториях летательные аппараты движутся в плотных слоях атмосферы с максимальным аэродинамическим качеством (K_max=1,5-2,0) с целью достижения наибольшей дальности, при этом для гиперзвуковых аппаратов из-за длительности снижения возрастает общая доля подведенной к поверхности аппарата тепловой энергии.

Настильные траектории нашли преимущественное применение для до- и сверхзвуковых крылатых аппаратов.

Государственный ракетный центр (ГРЦ) КБ имени академика В.П. Макеева является головным разработчиком легких баллистических ракет для подводных лодок (БРПЛ), способных обеспечить полет на межконтинентальную дальность аппаратов с массой до 1т (см., например, И.И. Величко "Мечи - на орала". Авиация и космонавтика, N 5, 1993 г. ISSN 0373-9821, стр. 42-43).

По своим маневренным возможностям на пассивном участке траектории летательные аппараты этого типа занимают промежуточное положение между полубаллистическими (K_max=0,5-0,6) и крылатыми аппаратами (K_max=1,5-2,0).

В силу этого и с учетом недостатков известных траекторий движения на межконтинентальную дальность (баллистической, планирующей и настильной) для аппаратов, разрабатываемых ГРЦ, наиболее целесообразно использовать траектории рикошетирующего типа.

Наиболее близким аналогом заявленного способа является способ управления гиперзвуковым летательным аппаратом, в котором осуществляют полет на межконтинентальную дальность и на пассивном участке траектории вводят аппарат в режим многократного рикошетирования, при котором пребывание в плотных слоях атмосфер чередуется с движением в разреженной среде и в период времени, когда рикошетирующий аппарат находится в плотных слоях атмосферы, органы управления обеспечивают аппарату максимальное аэродинамическое качество (см. Н.Ф. Краснов, В.Н.Кошевой. Управление и стабилизация в аэродинамике. М., "Высшая школа", 1978 г., стр. 130).

Известно, что с увеличением глубины погружения аппарата в атмосферу возрастают перегрузки и интенсивность нагрева поверхности снижающегося аппарата. Эти факторы ограничивают предельную крутизну траектории аппарата.

Для пологих рикошетирующих траекторий при движении в атмосфере уровень перегрузок и интенсивность нагрева ниже, однако из-за длительности времени движения аппарата на межконтинентальную дальность возрастает общая доля подведенной к поверхности аппарата тепловой энергии, которая, например, для легких летательных аппаратов, разрабатываемых в ГРЦ, достигает на этих траекториях недопустимых (по условиям эксплуатации) значений.

Невозможность использования крутых и пологих рикошетирующих траекторий для доставки на межконтинентальную дальность легких (выводимых с помощью БРПЛ) летательных аппаратов, разрабатываемых в ГРЦ, снижает функционально-эксплуатационные возможности известного способа и является его недостатком.

Техническим результатом при использовании предложенного способа является расширение функционально-эксплуатационных возможностей способа управления гиперзвуковым летательным аппаратом путем обеспечения минимального нагрева и уровня перегрузок аппарата с сохранением управляемости и устойчивости полета на межконтинентальную дальность.

Сущность изобретения состоит в том, что в способе управления гиперзвуковым летательным аппаратом, в котором осуществляют полет на межконтинентальную дальность и на пассивном участке траектории вводят аппарат в режим многократного рикошетирования с максимальным аэродинамическим качеством, в нем разгоняют аппарат в восточном направлении до круговой скорости в апогее траектории высотой не более 100 км, при крутизне траектории не более - 2^o вводят аппарат в пикирование с максимальным аэродинамическим качеством, в процессе пикирования по параметрам движения аппарата определяют его кориолисовое ускорение, при равенстве кориолисова и поперечного ускорения переводят аппарат в кабрирование, удерживают аппарат в режиме кабрирования с максимальным аэродинамическим качеством до формирования траектории с крутизной не более +2^o, осуществляют циклическое повторение режима "пикирование-кабрирование" в процессе рикошетирующего движения аппарата на межконтинентальную дальность.

Для реализации предлагаемого способа управления гиперзвуковым летательным аппаратом предполагается следующая последовательность действий:

- разгоняют аппарат в восточном направлении до круговой скорости при апогее траектории не более 100 км;

- по прохождении аппаратом апогея (при крутизне траектории не более - 2^o) вводят аппарат в пикирование с максимальным аэродинамическим качеством;

- в процессе пикирования по параметрам движения аппарата (скорости, широте и курсу) определяют текущую величину кориолисова ускорения;

- сравнивают текущую величину кориолисова и кажущегося поперечного ускорения аппарата;

- переводят аппарат из пикирования в кабрирование при равенстве (с заданной точностью) кориолисова и кажущегося поперечного ускорения аппарата;

- удерживают аппарат в режиме кабрирования с максимальным аэродинамическим качеством до углов наклона траектории не более 2^o;

- осуществляют циклическое повторение режима "пикирование-кабрирование" (в процессе рикошетирующего движения аппарата) до достижения максимальной дальности полета.

По сравнению с ближайшим способом-аналогом предлагаемый способ управления гиперзвуковым летательным аппаратом обеспечивает (при полете на межконтинентальную дальность) плоское рикошетирующее движение аппарата в разреженной среде (высоты 70-100 км), где нагрев аппарата по сравнению со способом-аналогом в процессе его движения снижается на порядок, а скорость в конце движения падает ~ на 6% при уровне перегрузок (0,1-0,01) g.

Для пояснения технической сущности предлагаемого изобретения на фиг. 1а, б показана схема сил при пикировании (фиг. 1а) и кабрировании (фиг. 1б), действующих при рикошетировании разрабатываемого в ГРЦ легкого аппарата, разгоняемого с помощью БРПЛ до круговых скоростей движения.

На фиг. 2 показан вид рикошетирующей траектории аппарата (h, L), угол атаки (), обеспечивающий максимальное качество аппарата, угол наклона (крутизна) траектории () .

Основные параметры аппарата в процессе движения по одной из возможных траекторий, показанной на фиг. 2, приведены в таблице.

В процессе рикошетирования на аппарат в общем случае действует сумма сил



где - аэродинамическая сила от взаимодействия аппарата с воздушной средой;

- сила воздействия на аппарат гравитационного поля Земли;

- кориолисова сила;

- центробежная сила инерции;

m - масса аппарата;

- ускорение силы тяжести;

- угловая скорость вращения Земли;

- вектор скорости аппарата в системе вращающейся Земли;

- радиус-вектор,

(см. , например, В.В.Андреевский. Динамика спуска космических аппаратов на Землю. М.,"Машиностроение", 1970, стр. 49-87).

При движении аппарата вектор гравитационного ускорения всегда направлен к центру Земли, а центробежная сила инерции центр) - в противоположную сторону.

Кориолисова сила (кор) направлена к центру Земли при движении аппарата в западном направлении.

При движении аппарата в восточном направлении кориолисова сила направлена от центра Земли (фиг. 1а, б).

Аэродинамическая сила действует по направлению к Земле при пикировании аппарата и в противоположную сторону при кабрировании аппарата.

Таким образом, выбором режима движения аппарата (выбором направления полета и соответствующей ориентацией его в набегающем потоке) можно придать кориолисовой и аэродинамической силе оптимальное направление, обеспечивающее "отражение" аппарата при рикошетировании от верхних (разреженных) слоев атмосферы.

Известно, что интеграл от величины 0,5v³ ( - массовая плотность воздуха, V - скорость аппарата) является верхним пределом полного количества тепла, подводимого к аппарату за время его при рикошетировании (см., например, А. Н.Пономарев. Годы космической эры. М., Военное издательство МО СССР, 1974, стр. 64-69).

Следовательно, чем выше аппарат будет осуществлять рикошетирующее движение, тем меньше будет нагреваться его поверхность, поскольку для полета на межконтинентальную дальность требуется разогнать скорость аппарата до круговых значений.

Предлагаемый способ управления оптимизирует соотношение (направление и величину) кориолисовой и аэродинамической силы таким образом, что весь рикошетирующий полет осуществляется в диапазоне высот ~70-100 км с плотностью воздуха ~10^-8-10^-10 г/см³, где поверхность аппарата (из-за чрезвычайно малой плотности воздуха) нагревается незначительно.

Оценки действующих аэродинамических сил на высоте начала рикошетирования (~80 км) показывают, что на угле атаки, соответствующем максимальному качеству аппарата, кажущееся ускорение от аэродинамических сил ~0,1 м/с².

Таким образом, определяющим при плоском рикошетировании (~ 2) является влияние кориолисовой силы, которая при отрицательном наклоне уменьшает, а при положительном увеличивает крутизну траектории.

В процессе пикирования (когда аэродинамическая сила существенно меньше кориолисовой) под действием кориолисовой силы происходит уменьшение крутизны траектории (- убывает).

При этом аппарат плавно снижается до высоты, когда, постепенно увеличиваясь, аэродинамическая сила сначала сравняется с кориолисовой (аппарат перейдет в режим планирования), а потом, если не перевести аппарат из пикирования в кабрирование, аэродинамическая сила станет больше кориолисовой и аппарат уйдет в недопустимый режим управляемого пикирования, где тепловые нагрузки на аппарат будут достигать недопустимых (по условиям его эксплуатации) значений.

Наиболее удобным моментом перевода аппарата из пикирования в кабрирование является момент равенства (с заданной точностью) кориолисова и поперечного кажущегося ускорения, т.к. при затягивании этого момента аппарат войдет либо в пологое, либо в крутое рикошетирование , где нагрев аппарата при полете на максимальную дальность достигает недопустимых (по условиям его эксплуатации) значений.

После перевода аппарата из пикирования в кабрирование аэродинамическая сила вместе с кориолисовой начнет уменьшать (при отрицательном наклоне траектории), а затем и увеличивать (при положительном наклоне траектории) крутизну траектории, при этом аппарат набирает высоту, а аэродинамическая сила (по сравнению с кориолисовой) постепенно уменьшается.

Поскольку скорость движения аппарата близка к круговой (~8 км/с), то аппарат не должен при рикошете выходить за высоту более 100 км., т.к. в этом случае он потеряет управляемость и устойчивость полета (см., например, А.С. Шаталов, Ю. И.Топчеев, В.С.Кондратьев. Летательные аппараты как объекты управления. М., "Машиностроение", 1972, стр. 7-8).

Проведенные исследования показали, что при движении аппарата на межконтинентальную дальность с околокруговыми скоростями (числа Маха ~25) и с учетом отклонений параметров атмосферы от стандартных значений нижняя граница угла наклона траектории (= -2) определяется допустимой величиною аэродинамического нагрева при движении аппарата в атмосфере.

Верхняя граница (= 2) определяется возможностями аппарата по управляемости и устойчивости полета.

Предлагаемый способ управления гиперзвуковым летательным аппаратом по сравнению с известными техническими решениями предельно минимизирует уровень перегрузок (0,1-0,01) интенсивность нагрева аппарата при полете на межконтинентальную дальность (10000-15000 км) путем обеспечения непрерывно управляемого плоского (крутизна траектории не более 2^o) рикошетирования аппарата в разреженной среде (при апогее траектории не выше 100 км и перигее не ниже 60 км), где уровень полного количества тепла, подводимого к аппарату за время его движения при плоском рикошетировании, составляет ~0,05 от уровня полного количества тепла, подводимого к аппарату за время его движения при пологом рикошетировании.

Кроме того, для движения аппарата в разреженной среде потребуются и минимально-возможные (по сравнению с известными аналогами) управляющие усилия.