Спуск с орбиты и теплозащита КА

Факир. Еще раз. Берем идеальный планер. Он летит по такой траектории, что mg(1-v²/v0²) = Cy * Ro * v² * S. В этом случае, нагрев аппарата равен его скорости умноженной на скоростной напор

P = F*S/T = V * Cx * Ro * v² * S

Отсюда мы получаем, что в идеальном случае выделяемая мощность равна скорости умноженой на эффективную массу и деленной на аэродинамическое качество К = Cy / Cx:

P = V * mg * (1 - V²/V0²) / K = mg * (V - V³/V0²) / K

Т.е. мы получаем, что вначале нагрев равен НОЛЮ (на орбите падения высоты нету). Точка максимума или минимума определяется нулем первой производной. Эта точка - V²/3*V0² = 1 => V = V0 * sqrt (3) - находится ВНЕ диапазона рассматриваемых скоростей. Т.е. максимум тепловыделения находится ВНИЗУ траектории. Правда надо иметь в виду, что аэродинамическое качество растет с падением скорости. На 0.8М оно может быть 15, на 3М - 10. На 25М - 2-3. Это тоже надо учитывать.

Ну в целом идея понятна, да? Летим настолько высоко, насколько хватает подьемной силы, постепенно тормозимся и зарываемся в атмосферу.

Fakir> А в "ровном" месте - ну не будет плитки и не будет. Конструкция-то сама, которую нужно теплоизолировать - как бы "в ямке". Ударная волна - далеко, циркуляции воздуха в образовавшейся впадине - почти нет (в отличие от поверхности теплозащиты), так что приток тепла получается не очень большим, и оно частично отводится теплопроводностью на соседние участки конструкции, а что не отводится - не в состоянии уже нагреть этот участок до опасных для его прочности температур. Примерно так.

Тут ещё момент - нагрузка на оболочку крыла - небольшая, и даже локальное падение прочности не приведёт к разрушению
А вот когда прочность теряют те элементы, на которых всё крыло держится...


Fakir> То есть пофигу, какая у аппарата (при сохранении массы) площадь - один квадратный метр или сотня. Максимальная перегрузка будет одна и та же, только будет достигаться на разной высоте.
Только в том случае, если эта площадь постоянна...
А если вначале летим например брюхом вперёд, а потом ребром - можно и "размазать"

Можно просто сгорающий с краю конус

В принципе можно, пожалуй, но точно рассчитать сгорание будет достаточно непросто, да и гарантировать его равномерность по окружности тоже. Тем более - сохранение механической прочности про "отгорании" (шоб кусками не поотламывался край). Так что при таком раскладе о мало-мальски точном приземлении можно забыть.
Усложнится ситуация тем, что края как раз наименее термонапряжены.

2_Владимир Малюх: так это значит вы приложили руку к пудренью мозгов прожэктом "Энергия-2"?!!

А можно поставить задачу по другому: имеет ли смысл использовать элементы конструкции вроде топливных баков и т.д. для теплозащиты или снижения нагрева путем аэродинамическиз маневров при возвращении?

Не имеет. Точнее имеет в описанном варианте - если топливный бак - многоразовый вместе со всей второй ступенью, имеет форму несущего корпуса и за счет большой площади значительно снижает тепловые нагрузки.

Не понял - почему бак должен быть именно многоразовый? Ну и пусть он угробиться при посадке - пусть только снизит эту самую нагрузку, ИМХО.

А потому что неравномерно прогорающий бак - лучший путь в могилу. Он прогорает, обтекание меняется, бак разворачивает поперек потока, S стремительно растет, Cx тоже растет, и мы имеем Колумбию. А непрогорающий бак долетает до земли целиком. Есть смысл еще немного напрячься и сделать его многоразовым.

Тащить с собой его смысла нет, если только на один раз.
Потому что если КА у нас одноразовый, или хотя бы теплозащита у него одноразовая - то ней вообще никаких проблем нет, абляционка рулит со страшной силой, испытана десятилетиями и весит каких-то 5-7% от общей массы СА.

Почему вообще парятся с многоразовой? Да потому, что у капсул, спускающихся по баллистической ("Восток", "Меркурий") или с малым аэродинамическим качеством ("Союз", "Аполлон") довольно велики перегрузки - от 8-10g для "Востока" до 5g "Союза".
Если хотим снизить перегрузки, то способ один - повышать аэродинамическое качество (ну, оно еще бонусы даёт). Но тогда слишком растёт интегральный тепловой поток по траектории, абляционка становится слишком тяжёлой.
(Другой способ - изменением миделя - фактически является сугубо теоретической возможностью, на практике никогда не применялся и вряд ли будет)

То есть если бак - просто бак, без аэродинамического качества, то особо толку от него нет - только затраты массы на то, чтоб на орбиту вытащить - зачем?

А если он может создавать существенную подъёмную силу - так лучше его включить в конструкцию полноценного несущего тела/крылатого корабля, и уж многоразово использовать.

И в чем этот "смысл"? Может, дешевле сдать одноразовый бак в переработку, чем проводить послеполетное обслуживание и терять ПН на многоразовость его?

Еще раз. По буквам. Бак не может потерять в процессе сведения структурную прочность, ибо это приведет в лучшем случае к баллистическому спуску, а в худшем и более вероятном - к полному разрушению аппарата. Конфигурация бака должна позволять управление спуском для минимизации тепловых нагрузок - в.т.ч. он должен нести управляющие органы. Далее, бак все же должен быть снабжен теплозащитой - потому что даже такой крупный и легкий предмет как ВТБ Шаттла, все же сгорает в атмосфере. Суммируя все это, мы получаем фактически многоразовый бак, который без повреждений может выйти на высоту, допускающую планирующую посадку (т.к. после прохождения наиболее напряженной точки, которую бак должен пройти как единое целое, нагрузки только падают). И после этого его предлагается угрохать?

Ну и еще раз - разницу в обеспечении этой структурной прочности упругой или пластичной деформацией видим?
Откуда взялось мнение, что управляющие органы должны быть размещены именно на баке и чем это мнение подтверждается?
И почему теплозащита для вас равнозначна многоразовости?

Полл, вы мне не верите на слово?

Алюминиевые сплавы, из которых изготавливается современная РКТ, имеют примерный температурный предел прочности в 200С. Даже при здоровенном баке, даже учитывая запас прочности из-за того что он пустой, бак на выбор или расплавится, или - скорее - прогорит - раньше чем затормозится. Накладывание на него ТЗП ситуацию улучшит - но т.к. ТЗП будет весить процентов 20 от массы бака, то ПН примерно на ту же массу уменьшится. Потеря же прочности для нас неприемлема - конструкция КК-бак потеряет устойчивость в потоке и ее просто порвет.

Далее, если мы хотим уменьшить нагрев, нам надо иметь бак аэродинамичной формы и как-то держать ориентацию. На самом деле, варианты с рулевыми плоскостями и с двигателями ориентации КК примерно равнозначны по расходуемой массе.

В результате получается, что гипотетический КК, тормозящий теплоизолированным аэродинамичным баком, получается чуть ли не больше по массе и стоимости, чем такой же бак, но уже полноценно многоразовый и с интегрированным отсеком ПН.

> даже такой крупный и легкий предмет как ВТБ Шаттла, все же сгорает в атмосфере
А он точно сгорает? Я по инету поискал - и не нашёл никаких свидетелей его сгорания...

А вот интересно рассмотреть обратную задачу:
Как добиться полного сгорания баков и элементов конструкции, чтоб на землю ничего не падало по трассе?
Теоретически уже при скорости 4,5км/с энергии достаточно чтобы расплавить и испарить любой материал... Может дроблением на фрагменты?

Какой проект китайского пилотируемого? Не видел.

Форма индийского СА меня вообще вгоняет в глубокий ступор уже давно. Она просто ОЧЕНЬ странная. И нерациональная явно с тепловой точки зрения.

Единственно, что могу предположить - что для них проблема сориентировать фару или нечто "фарообразное" надлежащим образом, и тем более управлять при спуске, чтобы создавать АК.
А такой конус-"воланчик" в потоке сам собой всегда сориентируется. И чуть подруливать, вероятно, проще.

Обратите внимание: серьёзные большие дяди почему-то такими формами совершенно не пользуются Мы видим их только у частников либо начинающих космических стран.

Ну и затуплены, они, кстати, всё равно - просто не вся остальная конструкция в аэродинамической тени. Ударная волна всё равно отошедшая и интенсивная.

http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/pervushin/k05.jpg [zero size or time out]http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/pervushin/k06.jpg [zero size or time out]
Да, затуплены, но не прячутся в аэродинамической тени от этого самого затупления.
Кроме того последнюю (доступную) конструкцию (патент) Феоктистова видели?
По моему, тут все дело в АДК. Но как и почему... надо дуть.
Кто знает доступные программы для просчета АДК различных 3D моделей, кроме FloWorks из пакета SolidWorks?

99%, что приличного аэрод. качества у такой штуки быть не может, на пузырь коньяка спорю

ИМХО, дело тут только в "гарантированной стабильности" капсулы такой конфигурации. Т.е. даже без системы ориентации и управления она будет всегда гарантированно лететь передом вперёд.

Так я не понял - а китайский прототип что, летал? И на спуске держать бедолагу тайкунавта мордой вниз - это как-то негуманно

Во-первых, что считать "приличным"? 0.44 - приличный?, а 0.26 - "неприличный" Судя по форме аппарата у CEV Orion планируется чуть-чуть приличнее, чем у Apollo.

Да, я склоняюсь к твоему мнению, что форма обусловленна аэродинамической стабилизацией. У индуса скорее всего просто проверялось ТЗП.

И да, и нет. Т.е. аппарат с фото летал, но это был не прототип пилотируемого аппарата, а отработка спуска отснятых материалов с разведчика. То что на картинке, скорее всего интерпритация а ля Вэйд (а может быть и не "а ля") и там перед спуском предполагался переворот кресла, что бы все-таки мордой вверх.

Кстати для грубой прикидки АДК можно использовать отношения площади проекций формы 3-D модели на плоскости, параллелно и перпендикулно вектору скорости набегающего потока?