Методика расчета массовой сводки системы спасенияКРБ

Система спасения КРБ первой ступени, возвращающегося в автоматическом режиме в район старта, включает следующие основные элементы: аэродинамические поверхности, формирующие его облик (крыло, оперение, носовая и хвостовая оконечности корпуса модульной части); шасси; вспомогательную воздушно-реактивную двигательную установку (ВРДУ); теплозащиту; реактивную систему управления (РСУ); комплекс автономного управления, а также ряд вспомогательных систем и агрегатов с источниками питания. Представление об их вкладе в системы спасения КРБ дает типовая массовая сводка, приведенная в табл.3.

Расчет массы агрегатов системы спасения базируется на методиках весового проектирования самолетов. Очевидно, что методиками весового проектирования самолётов можно будет воспользоваться только в том случае, если путём оптимизации параметров траектории на всех участках полёта КРБ удастся обеспечить идентичные самолётным условия нагружения конструкции.

Рассмотрим условия нагружения КРБ на участках выведения, маневра возврата и крейсерского полета.

Участок крейсерского полета. Критическими случаями нагружения конструкции КРБ на этом участке полета являются:

-гашение вертикальной скорости в момент касания поверхности ВПП;

-вертикальный порыв ветра.

Баллистические расчеты показывают, что полет КРБ, аэродинамическая схема и проектно-баллистические параметры которого оптимизированы по критерию максимума выводимой ПН и выполняются требования по базированию на аэродроме 3-го класса (ограничивающие посадочную скорость =250-270 км/ч), будет протекать на скорости 400-550 км/ч и высоте 2-6 км. При этом скоростной напор и перегрузка не превышают соответственно 850-900 кг/м² и 1.2-1.3 g. Таким образом, могут быть обеспечены требования по идентичности условий нагружения конструкции самолета и КРБ.

Участок выведения. На этом участке полета КАУ, управляя режимом работы двигателя, отрабатывает комплекс ограничений, связанных с прочностью РН и необходимостью создания комфортных условий для выводимой ПН, что позволяет реализовать следующие предельные величины нагружения конструкции РН: по осевой перегрузке ( < 3-4 g), по скоростному напору (), по произведению скоростного напора на углы атаки и скольжения ( 13000-15000 кг/м²).

Из приведенных данных видно, что нагрузки, действующие на конструкцию КРБ на участке выведения, не превосходят (за исключением осевой перегрузки) значений, характерных для неманевренных дозвуковых самолетов. Интенсивность и продолжительность воздействия тепловых потоков на поверхность КРБ также невелика. Поэтому с точки зрения аэротермодинамических нагрузок, участок выведения существенно не отличается от эксплуатационных режимов неманевренных самолетов.

Участок маневра возврата. Этот участок полета является наиболее критичным, поскольку вход и торможение в атмосфере сопровождается интенсивными аэротермодинамическими нагрузками, величины которых в значительной степени определяются параметрами траектории и, главным образом, углом тангажа (т.е. углом наклона вектора скорости к линии местного горизонта) на момент отделения КРБ.

Совместной оптимизацией программ управления, конструктивно-баллистических параметров и аэродинамической схемы КРБ удается обеспечить выдерживание ограничений по нормальной перегрузке в пределах  4.0-4.3 g и скоростного напора на уровне 3000-3500 кг/м².

Характерной особенностью участка маневра возврата является необходимость входа в атмосферу на больших углах атаки с целью минимизации удельных тепловых потоков, что приводит к возрастанию предельных значений произведения на этом участке полета до 45-50 град т/м². При этом следует иметь в виду, что в результате полета на умеренных и больших углах атаки прогреву подвергается значительная часть наветренной поверхности корпуса и аэродинамических поверхностей.