Способ пилотирования гиперзвуковых, суборбитальных и космических летательных аппаратов

 

Изобретение относится к способам пилотирования летательных аппаратов. Цель изобретения - увеличение дальности полета. Цель достигается тем, что осуществляют активный рикошет в квазигоризонтальном полете. Для этого после баллистической фазы на высоте снижения поворачивают летательный аппарат на оптимальный угол атаки и создают импульс тяги вдоль продольной оси, поворачивая вектор скорости и компенсируя потери скорости. Затем на угле атаки, соответствующем максимальному аэродинамическому качеству, летательный аппарат выводят на следующую баллистическую фазу. 1 ил.

Изобретение относится к гиперзвуковым, суборбитальным и космическим летательным аппаратам с аэродинамическими качествами. Известны способы пилотирования гиперзвуковых суборбитальных и космических летательных аппаратов по волнообразной траектории рикошетом от атмосферы. Однако эти способы имеют большие потери дальности полета. Цель изобретения увеличение дальности полета. Это достигается тем, что осуществляют активный рикошет в квазигоризонтальном полете, для чего после баллистической фазы на высоте снижения, допускаемой по условиям аэродинамического нагрева конструкции и суммарной перегрузки, поворачивают летательный аппарат на оптимальный угол атаки и создают импульс тяги вдоль продольной оси летательного аппарата для поворота вектора скорости и компенсации потери скорости от сил аэродинамического сопротивления в фазе отражения от атмосферы, затем на угле атаки, соответствующем максимальному аэродинамическому качеству под действием аэродинамических сил летательный аппарат выводят на следующую баллистическую фазу. На чертеже изображена траектория движения летательного аппарата при полете по предлагаемому способу. Квазигоризонтальная траектория состоит из ряда баллистических фаз, соединенных азами активного рикошетирования от атмосферы. Начальные условия квазигоризонтального полета: V_o скорость; Θ_o угол наклона вектора скорости к горизонту; Н_o высота полета, на которой сумма проекций на вертикаль сил, действующих на летательный аппарат (центробежной, подъемной и силы веса), равна нулю (см. фиг. 1). После баллистической фазы, лежащей в области высоты с пренебрежимо малой плотностью атмосферы, летательный аппарат в т. А входит в фазу активного отражения от атмосферы А-К-В со скоростью V_o и углом наклона траектории к горизонту Θ_o. На участке снижения А-К летательного аппарата на максимальном гиперзвуковом аэродинамическом качестве K^г_max составляющая сил по нормали к траектории поворачивает вектор скорости и уменьшает угол наклона траектории на величину ΔΘ_аэр, а составляющая сил по касательной к траектории уменьшает скорость на величину Δv_аэр. В результате в точке траектории К имеем Θ_к= -Θ_o+ΔΘ_аэр и v_к=v_o-Δv_аэр. На высоте коррекции траектории H_к в фазе активного рикошетирования, определяемой расчетным путем из условия допустимого аэродинамического нагрева и суммарной перегрузки, изменяют траекторию полета, используя реактивную силу ЖРД, для этого органами управления поворачивают летательный аппарат по тангажу на угол α_орt и создают импульс тяги ΔT вдоль оси летательного аппарата. Принимая одинаковыми на участках А-К и К-В потери скорости от силы аэродинамического сопротивления, потребный импульс скорости Δv_т, создаваемый тягой ЖРД, определяется векторной разностью (см. фиг. 1) . Затем органами управления поворачивают летательный аппарат по тангажу до угла атаки и на участке траектории К-В фазы активного рикошетирования выходят под действием аэродинамических сил на следующую баллистическую фазу с начальными условиями v_o, Θ_o, H_o и α_o. Таким образом осуществляется квазигоризонтальный полет до достижения необходимой дальности, используя в каждой фазе отражения от атмосферы оптимальное соотношение импульсов тяги и аэродинамической силы. Оптимальный угол α_орt и момент приложения импульса тяги ЖРД и в фазе активного рикошета, для конкретного летательного аппарата определяются с учетом его аэродинамических и весовых характеристик путем расширения вариационной задачи механики полета. В качестве первого приближения выбирается . Если на участках траектории А-К и К-В (см. фиг. 1) потери скорости от силы аэродинамического сопротивления невелики, то α_орt приближаемся к α_су=max.

Формула изобретения

Способ пилотирования гиперзвуковых, суборбитальных и космических летательных аппаратов по волнообразной траектории рикошетом от атмосферы, отличающийся тем, что, с целью увеличения дальности полета, осуществляют активный рикошет в квазигоризонтальном полете, для чего после баллистической фазы на высоте снижения, допускаемой по условиям аэродинамического нагрева конструкции и суммарной перегрузки, поворачивают летательный аппарат на оптимальный угол атаки и создают импульс тяги вдоль продольной оси летательного аппарата, поворачивая вектор скорости и компенсируя потери скорости от сил аэродинамического сопротивления в фазе отражения от атмосферы, затем на угле атаки, соответствующем максимальному аэродинамическому качеству, под действием аэродинамических сил летательный аппарат выводят на следующую баллистическую фазу.

РИСУНКИ

Рисунок 1