НОВОСТИ    БИБЛИОТЕКА    ССЫЛКИ    КАРТА САЙТА    О САЙТЕ







предыдущая главасодержаниеследующая глава

10.6. СПАСЕНИЕ ЭКИПАЖА ПРИ АВАРИЯХ В ПЛОТНЫХ СЛОЯХ АТМОСФЕРЫ

Разработка средств аварийного спасения, применяемых на аnмосферном участке траектории выведения, возможна только после качественного анализа всех теоретически возможных схем и методов с учетом их обобщенных характеристик и признаков:

типа спасаемой в аварийной ситуации части РКС;

конструктивно-компоновочных особенностей отделяемой при аварии части РКС;

типа средств отделения и увода отделяемой части РКС;

способа приземления экипажа (или спасаемой части РКС).

Схемы аварийного спасения по первому признаку делятся на три основных типа: спасение экипажа в катапультируемых креслах, спасение отсека экипажа и спасение КК.

Катапультируемое кресло как средство спасения многие годы является наиболее распространенным и надежным средством аварийного покидания самолетов и обеспечивает спасение летчиков практически во всем диапазоне высот и скоростей полета современных самолетов, включая взлет и посадку. Сравнительная простота и высокая отработанность катапультируемых кресел являются очевидным преимуществом этого метода аварийного спасения, однако для его эффективного применения в аварийных ситуациях на участке выведения требуется решение ряда сложных задач, в том числе:

осуществление увода катапультируемого кресла на большое расстояние от РКС при авариях вблизи старта из-за наличия зоны высокого избыточного давления и больших тепловых потоков при взрыве и пожаре РН;

обеспечение защиты экипажа от теплового и акустического воздействия струй ДУ РН при катапультировании в зоне высоких аэродинамических нагрузок (время полета от 40 до 80 с);

обеспечение характеристик катапультируемых кресел по предельной максимальной высоте и скорости применения, превышающих аналогичные параметры авиационных кресел.

Катапультируемые кресла в качестве средства спасения применялись на КК «Восток» и «Джемини», на ОК «Колумбия» МТКС «Спейс Шаттл» во время первых полетов.

Схемы «спасение отсека экипажа» и «спасение КК» предусматривают в случае появления аварийных ситуаций отделение отсека КК или всего КК с обеспечением их последующего автономного полета и возвращения на Землю. В частности, для схемы «спасение отсека экипажа» аварийное спасение заключается в том, что в аварийных ситуациях на участке выведения от РКС отделяется и уводится на безопасное расстояние вначале его отделяемый головной блок (ОГБ), затем от него - спасаемая часть РКС (СА, носовая часть КК или отсек экипажа), которая совершает автономный баллистический полет, управляемый спуск и приземление. По этой схеме разработаны средства аварийного спасения экипажей КК «Меркурий», «Союз» и «Аполлон».

Исходя из особенностей развитии аварийных ситуаций на атмосферном участке полета (см. раздел 10.3) для аварийного отделения и увода ОГБ на атмосферном участке полета необходимы специальные двигатели с тягой, достаточной для быстрого выхода ОГБ из опасной зоны и преодоления аэродинамического сопротивления в случае аварии в зоне максимальных скоростных напоров.

После выхода ОГБ за пределы опасной зоны от него отделяется СА, после чего начинается этап автономного полета СА, для осуществления которого необходимо обеспечить:

увод СА в условиях аварии на старте на высоту, большую, чем потери высоты во время введения парашютной системы и подготовки к посадке;

возможность разворота СА и последующей стабилизации;

функционирование бортовых систем СА и, в частности, комплекса средств посадки при авариях на малых высотах по одной или нескольким специальным, сжатым по времени аварийным программам, а при авариях на больших высотах - по основной (штатной) программе.

Таким образом, схема «спасение отсека экипажа» кроме применения специальных средств отделения и увода ОГБ, обеспечения автономного полета ОГБ требует и создания специальных программ функционирования бортовых систем КК (системы управления спуском, комплекса средств посадки, системы разделения и т. д.), обеспечивающих автономный полет и посадку СА в аварийных условиях.

Компоновка и состав ОГБ определяются компоновочной схемой КК, расположением СА в его составе, наличием ГО и т. д.

При верхнем расположении СА и отсутствии головного обтекателя ОГБ включает только СА и ДУ аварийного увода. Подобная схема была использована на КК «Меркурий» и «Аполлон».

Рис. 10.3. Отделяемый головной блок КК «Аполлон»: 1 - балансировочный груз; 2 - дестабилизаторы; 3 - ферма; 4 - СА; 5 - теплозащитный экран; 6 - двигательная установка аварийного увода; 7 - приборы автоматики средств аварийного спасения
Рис. 10.3. Отделяемый головной блок КК «Аполлон»: 1 - балансировочный груз; 2 - дестабилизаторы; 3 - ферма; 4 - СА; 5 - теплозащитный экран; 6 - двигательная установка аварийного увода; 7 - приборы автоматики средств аварийного спасения

Отделяемый головной блок КК «Аполлон» (рис. 10.3) состоит из СА и отсека ДУ аварийного увода, соединенных фермой. Для защиты СА от воздействия струй ДУ предусмотрен теплозащитйый экран. В отсеке ДУ размещены три твердотопливных Двигателя (основной, разделительный и управляющий), приборы автоматики САС, раскрывающиеся дестабилизаторы и балансировочный груз, обеспечивающие необходимые аэродинамические характеристики ОГБ. После отделения от РКС ОГБ аэродинамически статически устойчив при работе двигателей и в автономном полете во всем диапазоне скоростей применения. После раскрытия дестабилизаторов обеспечивается разворот ОГБ на 180°, при этом СА разворачивается лобовым щитом вперед.

Рис. 10.4. Отделяемый головной блок КК «Союз»: 1 - ДУ САС; 2 - ГО; 3 - орбитальный отсек; 4 - СА; 5 - ложемент; 6 - пиромеханизмы аварийного стыка ГО; 7 - решетчатые стабилизаторы; 8 - приборы автоматики средств САС
Рис. 10.4. Отделяемый головной блок КК «Союз»: 1 - ДУ САС; 2 - ГО; 3 - орбитальный отсек; 4 - СА; 5 - ложемент; 6 - пиромеханизмы аварийного стыка ГО; 7 - решетчатые стабилизаторы; 8 - приборы автоматики средств САС

Компоновочная схема ОГБ усложняется, когда выше СА расположены другие отсеки КК, а сам КК защищен ГО. Такая компоновочная схема применена на КК «Союз» и «Союз Т».

Отделяемый головной блок КК «Союз» (рис. 10.4) включает СА, орбитальный отсек, часть ГО и ДУ САС. ГО является несущим корпусом ОГБ и служит для размещения основных агрегатов средств аварийного спасения. Силовая связь между ГО и отсеками КК обеспечивается с помощью трех ложементов, опорные площадки которых размещены в двух поясах: верхний расположен в районе стыка между СА и орбитальным отсеком и передает осевые и боковые усилия, нижний находится в районе лобового щита СА и передает только боковые усилия. Конструкция опорных площадок обеспечивает возможность сброса створок ГО после нормального прохождения атмосферного участка траектории или отделения СА от ОГБ в процессе аварийного спасения. На верхнем конусе ГО размещены приборы автоматики средств аварийного спасения, а на нижнем торцевом шпангоуте - четыре раскрываемых решетчатых стабилизатора, уложенные при нормальном полете вдоль образующей ГО (в случае аварии они раскрываются и фиксируются в раскрытом положении). Уводимая часть ГО связана с нижней (остающейся в случае аварии на РН) частью обтекателя с помощью пиромеханизмов.

Двигательная установка системы аварийного спасения КК «Союз» (рис. 10.5) состоит из основного двигателя отделения и увода ОГБ, разделительного двигателя сброса ДУ после нормального прохождения атмосферного участка или отделения СА от ОГБ в процессе аварийного спасения и управляющих двигателей формирования заданной траектории движения ОГБ.

Рис. 10.5. Двигательная установка системы аварийного спасения КК «Союз»
Рис. 10.5. Двигательная установка системы аварийного спасения КК «Союз»

На современных РКС параметры двигателей, входящих в состав ДУ САС, в основном зависят от массовых характеристик ОГБ и составляют:

для основного двигателя - Р = 50 - 150 тс, τ = 2 - 6 с;

для разделительного двигателя - Р = 6-18 тс, τ ≤ 1 с;

для управляющего двигателя - Р = 0,5-2 тс, τ = 0,5 - 1 с.

Отделяемый головной блок - это своеобразный летательный аппарат, рассчитанный на использование в широком диапазоне скоростей (от дозвуковых до гиперзвуковых), поэтому существуют вполне определенные требования к его аэродинамической схеме, в том числе:

обеспечение аэродинамической статической устойчивости для ограничения боковых перегрузок при полете и уменьшения потребной энергетики для увода ОГБ;

уменьшение коэффициента аэродинамического сопротивления для снижения энергетических потерь при уводе ОГБ;

сохранение аэродинамических характеристик РН при сопряжении с ней ОГБ за счет его оптимальной формы.

При выборе аэродинамической схемы ОГБ требуется увязка аэродинамических характеристик СА (основного элемента ОГБ) и ОГБ в целом. Эта задача имеет два решения: первое - при выборе обводов СА принимают компромиссное решение, в равной степени удовлетворяющее как требованиям автономного полета СА, так и полета СА в составе ОГБ; по этому пути пошли американские специалисты при разработке РКС «Меркурий» и «Аполлон», приняв относительно большое значение угла обратного конуса СА, которое хотя и ухудшает соотношение поверхности и объема СА (что приводит к росту массы конструкции и теплозащиты), но, с другой стороны, улучшает положение центра давления ОГБ и позволяет без применения специальных стабилизаторов обеспечить его аэродинамическую статическую устойчивость; второе - оптимизация аэродинамических характеристик ОГБ за счет соответствующего выбора обводов ГО, используемого в качестве корпуса ОГБ, с применением аэродинамических стабилизаторов; этот путь, использованный в РКС «Союз», позволяет практически независимо друг от друга выбирать обводы СА и ОГБ.

Конфигурация отделяемого головного блока РКС «Союз» представляет собой сочетание цилиндрических и конических отсеков ГО и ДУ. При выборе аэродинамической компоновки были рассмотрены различные сочетания геометрических характеристик цилиндрических и конических отсеков и разные варианты сопряжения ГО с отсеком ДУ, а также различные виды аэродинамических стабилизаторов. Было установлено, что наиболее рационально применить в составе ОГБ раскрываемые решетчатые стабилизаторы, которые достаточно эффективно обеспечивают нужное смещение центра давления в раскрытом положении при незначительном увеличении лобового сопротивления, а в закрытом положении не оказывают заметного влияния на аэродинамические характеристики РН.

Проектно-баллистические расчеты - один из основных методов исследования - предполагают анализ и выбор параметров средств спасения, в частности, тяги и импульса ДУ, характеристик средств стабилизации, алгоритмов работы системы управления и т. д.

На участке выведения основные параметры движения РКС (высота, скорость, скоростной напор, угловые отклонения, угловые скорости и т. д.) изменяются в широком диапазоне, что приводит к большому многообразию аварийных ситуаций. Полный анализ всех аварийных ситуаций баллистическими расчетами, даже при условии использования ЭВМ, практически невозможен, поэтому выбирают несколько предельных расчетных случаев, которые в совокупности полностью определяли бы работу средств аварийного спасения. Число расчетных случаев и их параметры зависят не только от условий полета на участке выведения, но и от программы работы и характеристик средств спасения. Рассмотрим некоторые из этих случаев, которые являются основными при разработке средств спасения:

авария на старте; она характерна необходимостью увода ОГБ на высоту, достаточную для срабатывания средств приземления, и на безопасное расстояние по дальности от места аварии;

авария при максимальном скоростном напоре на участке выведения; она вызывает наибольшие трудности отделения и увода ОГБ на безопасное расстояние от РН вследствие больших аэродинамических сил; в процессе аварийного увода в этом случае на ОГБ воздействуют максимальные боковые (nY, nХ) и продольная отрицательная (-nХ) перегрузки;

авария на границе плотных слоев атмосферы перед сбросом ДУ САС; она характерна максимальной продольной положительной перегрузкой (nХ).

Для каждого из рассмотренных случаев разрабатывают расчетную модель аварийной ситуации, учитывающую параметры движения РКС в момент аварии, внешние условия полета (плотность воздуха, параметры ветра, факторы взрыва РН и т, д.), а также методику расчета траекторий движения ОГБ или СА.

Осуществление процесса аварийного спасения можно представить в виде последовательного решения комплекса баллистических задач, в каждой из которых проверяется выполнение одного из условий реализации программы спасения, т. е. весь процесс разделяется на ряд участков, характерных своей расчетной моделью и методикой расчета. Среди условий успешного выполнения процесса спасения, одновременно являющихся основными расчетными баллистическими критериями для определенного участка полета, могут быть:

отсутствие соударений и зацеплений элементов конструкции ОГБ и РН в процессе отделения;

увод ОГБ на безопасное расстояние от места аварии и высоту, достаточную для срабатывания системы приземления;

достаточное относительное расстояние между ОГБ и РН;

выполнение ограничений по величинам продольных и боковых перегрузок исходя из переносимости экипажем и сохранения несущей способности конструкции;

обеспечение условий ввода системы приземления;

приземление отсека экипажа вне пределов опасной зоны.

Как правило, баллистические расчеты выполняют в два этапа: на первом, проектном, анализируют и выбирают основные проектные параметры средств спасения, на втором, поверочном, определяют с использованием точных массово-инерционных и энергетических характеристик параметры движения отделяемых и уводимых частей РКС в процессе аварийного спасения, а также рабочие алгоритмы автоматики.

На проектном этапе выбирают энергетику ДУ САС, схему управления движением ОГБ и средства его стабилизации, увязывают средства аварийного спасения с системой приземления, задают временную программу работы средств спасения и разрабатывают требования к чувствительным элементам автоматики (гироскопическим, барометрическим датчикам и т. д.).

Баллистические исследования позволяют сформулировать несколько основных положений, определяющих выбор энергетики средств спасения:

суммарный импульс основного двигателя ДУ САС определяется потребной высотой и дальностью увода отсека экипажа при аварии на старте (авария при максимальном скоростном напоре не является определяющей при выборе этого параметра), а его тяга - в основном условиями спасения в случае аварии при максимальных скоростных напорах и в меньшей степени условиями спасения при аварии на старте;

тяговооруженность (отношение тяги ДУ САС к весу ОГБ) для получения максимальных относительных расстояний между ОГБ и РН должна не менее чем в два раза превышать значение начальной максимальной аэродинамической перегрузки (тем больше, чем больше суммарный импульс ДУ САС) и при этом во всех случаях быть не менее 6 - 8 ед.

При тяговооруженности 6 - 8 ед. высота и дальность увода ОГБ при аварии на старте практически не зависят от тяговооруженности; увеличение тяговооруженности нерационально, так как приводит к неоправданному возрастанию продольных и поперечных перегрузок и, следовательно, к увеличению массы конструкции; при тяговооруженности до 10 ед. возможно вполне допустимое снижение быстродействия системы спасения (в отношении скорости отхода ОГБ от места аварии).

Управление ОГБ заключается в обеспечении определенного соотношения между высотой и дальностью увода ОГБ, а в некоторых случаях и определенного направления увода и формирования траектории увода с ограничениями по величине поперечной перегрузки. Различают несколько путей обеспечения бокового увода и управления ОГБ:

перекос вектора тяги основного двигателя (КК «Меркурий»);

использование одного управляющего двигателя (КК «Аполлон»);

использование нескольких управляющих двигателей (КК «Союз», «Союз Т»).

Наиболее рационален способ бокового увода с помощью управляющих двигателей, так как он требует наименьших энергетических затрат. Кроме того, введение нескольких управляющих двигателей позволяет учесть при выборе направления бокового увода направление и скорость ветра (определяющего направление и величину ветрового сноса приземляющего отсека экипажа) и, следовательно, значительно увеличить дальность точки посадки отсека экипажа от места аварии.

На проектном этапе баллистических расчетов в связи с большим объемом вычислительных работ (из-за большого числа оптимизируемых параметров) целесообразно использование некоторых допущений и упрощенных расчетных моделей.

На поверочном этапе, как правило, решают полную систему уравнений пространственного движения ОГБ и отсека экипажа с учетом всех воздействующих факторов. Наиболее точные результаты получают в случае применения метода Монте-Карло, при котором все величины (массово-инерционные и аэродинамические характеристики, параметры двигателей, системы управления и т. д.), влияющие на параметры движения, задают в виде случайных чисел, распределенных в пределах допусков по определенным законам.

Рис. 10.6. Характер изменения по времени скорости V, высоты Н и дальности L при полете ОГБ и СА в случае аварии на старте
Рис. 10.6. Характер изменения по времени скорости V, высоты Н и дальности L при полете ОГБ и СА в случае аварии на старте

Рис. 10.7. Характер изменения по времени относительного расстояния между РН и ОГБ в случае аварии при максимальном скоростном напоре
Рис. 10.7. Характер изменения по времени относительного расстояния между РН и ОГБ в случае аварии при максимальном скоростном напоре

Характер изменения основных параметров движения ОГБ КК .«Союз» в случае аварии на старте показан на рис. 10.6, в случае аварии при максимальном скоростном напоре - на рис. 10.7.

предыдущая главасодержаниеследующая глава

https://infoflyuid.com.ua/rizne/vydu-y-typu-byustgalterov/










© 12APR.SU, 2010-2021
При копировании материалов проекта обязательно ставить активную ссылку на страницу источник:
http://12apr.su/ 'Библиотека по астрономии и космонавтике'

Рейтинг@Mail.ru Rambler s Top100

Поможем с курсовой, контрольной, дипломной
1500+ квалифицированных специалистов готовы вам помочь