Классификация летательных аппаратов

Существует несколько способов летания:

Аэростатическое перемещение в тропосфере (шары, дирижабли).

Аэродинамическое движение в воздухе (жидкости) тел, тяжелее воздуха (самолеты, вертолеты, крылатые ракеты).

Баллистическое движение (пуля, снаряд).

Космическое ракетоплавание, основанное на теории ракетодинамики тел с переменной массой.

Перемещение на воздушной подушке.

Перечень летательных аппаратов:

- воздушный шар, дирижабль,

- планер,

- самолет,

- судно на подводных крыльях,

- судно на воздушной подушке,

- экраноплан,

- вертолет,

- ракета крылатая, ракета баллистическая,

- спутник планет, космический корабль.

Тип летательного аппарата, его способ летания, его технические характеристики определяют и технические характеристики аппаратуры – приборов и систем. Этим определяется необходимость глубокого изучения летательных аппаратов. Каждый тип летательного аппарата имеет свои особенности и сферу практического применения.

Воздушные шары и аэростаты основаны на аэростатическом принципе летания в воздушном пространстве. Этот аппарат легче воздуха, всплывает из плотных слоев воздуха к менее плотным слоям над уровнем Земли по закону Архимеда. К положительным свойствам аэростатов относится гигантская подъемная сила, создаваемая за счет большого объема. К его основному недостатку следует отнести слабую управляемость в связи с большой парусностью при больших объемах. Их можно применять только в тихую погоду.

Планер по конструкции аналогичен самолету, имеет все элементы самолета кроме силовой установки. Наилучший способ подъема на высоту – это буксировка с помощью самолета. Дальнейший полет – парение по восходящим и нисходящим воздушным потокам. Планеры используются для обучения пилотов, для приобретения навыков пилотирования, и изучения аэродинамики самолета. Кроме того, планер широко используется в спортивных целях. Может использоваться и в военных целях.

Самолеты можно разделить на сухопутные и гидросамолеты. В свою очередь сухопутные самолеты имеют различное назначение. К ним относятся гражданские самолеты, военные самолеты. По способу взлета самолеты можно разделить на самолеты, взлетающие после аэродинамического разбега и самолеты вертикального взлета.

К гражданским самолетам относятся пассажирские, учебные, санитарные, пожарные, аэросъемочные, спортивные, сельскохозяйственные, грузовые.

К военным самолетам относятся: истребители (для воздушного боя, для истребления самолетов противника, для охраны бомбардировщиков); бомбардировщики (для уничтожения сил противника в его тылу); штурмовики (для уничтожения на земле укреплений, вооружений и огневой силы противника).

Характерной особенностью гидросамолета является то, что местом посадки и взлета является водная среда. (Примером может быть самолет Бе-200).

Как бы промежуточным между сухопутными самолетами и гидросамолетами является самолет-амфибия (А-40). Отличительной особенностью такого самолета является его способность взлетать и садиться как с земли и на землю, так и с воды и на воду. Говорят, что самолет обладает амфибийностью.

Полет всех самолетов (и крылатых ракет, самолетов беспилотников) основан на аэродинамическом способе летания. При этом скорость самолета относительно воздуха создается силовой установкой, а подъемная сила создается крыльями и фюзеляжем по теореме Н.Е. Жуковского.

Спутники Земли и космические корабли перемещаются в мировом пространстве по законам ракетодинамики, в основе которых лежит теория полета ракет с переменной массой, основоположником которой является наш соотечественник Константин Эдуардович Циолковский (17.09.1857 – 19.09.1935 гг.).

В зависимости от типа силовой установки (двигателя) все самолеты можно разделить на следующие группы:

- самолеты с поршневым двигателем – винтомоторная группа – ВМГ;

- самолеты с турбореактивным двигателем – группа ТРД;

- самолеты с турбовинтовым двигателем – группа ТВД;

- самолеты (ракеты) с жидкостно-реактивным двигателем – группа ЖРД [25, 26].

Самолет с поршневым двигателем

До некоторых пор (до 1942 г.) применялись только поршневые двигатели, составляющие вместе с воздушным винтом винтомоторную группу – ВМГ.

Рис. 2.25. Характеристика винтомоторной группы: а) мощность винта; б) сила тяги того же двигателя

На рисунке 2.25а показана зависимость мощности винта N_в от скорости полета v, а на рисунке 2.25б – зависимость тяги P_в винта от скорости v. Известно, что , где N – мощность двигателя, η_в – КПД винта. Мощность двигателя мало зависит от скорости полета v, а падение ее при больших скоростях обусловлено падением КПД винта.

Сила тяги равна

. (2.29)

Она уменьшается как по причине возрастания скорости v, так и по причине уменьшения КПД винта. Здесь принято: P_в – сила тяги в кг, N – мощность двигателя в лошадиных силах (л.с.), v – в .

Поршневые двигатели не могли обеспечить самолету больших скоростей полета. На больших скоростях требуется значительное увеличение мощности двигателя. Например, для достижения скорости 1200 км/ч потребуется тяга винта 3500 – 4000 кг. При η_в = 0,7 ‑ 0,8 мощность двигателя должна быть

л.с.

Такой двигатель будет иметь большой вес (около 13000 кг), большие габариты и громоздкий винт.

Есть еще одна существенная причина ограничений по скорости самолета с поршневым двигателем. Речь идет о волновом кризисе винта в потоке воздуха при большой скорости. Наступает режим сверхзвукового обтекания лопастей винта, наступает сильная турбулизация потока. Раньше всего сверхзвуковое обтекание наступает на концах лопастей винта, а дальше распространяется и к комлю его. Происходит "закипание" воздуха, КПД резко падает, винт испытывает сильные колебания и удары. По этой причине ограничиваются скорость полета и надежность силовой установки.

Поршневой двигатель обладает высокой экономичностью, т.е. сравнительно малым удельным расходом топлива С_е кг/л.с.час (килограмм топлива на одну лошадиную силу в час). Например, при С_е = 0,22 кг/л.с.час и N = 2500 л.с. часовой расход топлива G_топ = С_е · N = 0,22·2500 = 550 кг/ч.

Сказанное тут обуславливает целесообразность применения ВМГ на скоростях полета до 600 – 650 км/ч.

Максимальная скорость самолета с ВМГ определяется по формуле (приближенно):

км/ч, (2.30)

где N – мощность двигателя на данной высоте полета в л.с., Δ – относительная плотность воздуха, S – площадь крыла в м², δ – коэффициент в м², величина которого зависит от количества двигателей и способа его охлаждения (жидкостное или воздушное) (δ ≈0,13– 0,2) [25].

Максимальная высота полета такого самолета определяется по формуле:

км, (2.31)

где N_Н – мощность двигателя на расчетной высоте; Н_расч – высота полета, до которой сохраняются работоспособность двигателя без потери мощности; G – полетный вес самолета; S – площадь крыльев; λ – удлинение крыла.

Дальность полета самолета с ВМГ определяется приближенно по формуле:

, км, (2.32)

где G_топ – вес топлива в кг; v_max – максимальная скорость на данной высоте в км/ч; N – мощность двигателя на той же высоте в л.с.; С_е – удельный расход топлива на той же высоте в кг/л.с.час; F – коэффициент, зависящий от числа двигателей (1,38 – для одного, 1,48 – для двух и четырех двигателей).

Длина разбега и длина взлетной дистанции определяется по формуле:

, м, (2.33)

где К = 0,75 для разбега, К = 2,1 для взлетной дистанции.

Посадочная скорость определяется по формуле:

км/ч. (2.34)

Самолет с турбореактивным двигателем

Стремление к получению больших скоростей привело к поиску новых принципов создания тяги летательного аппарата по сравнению с ВМГ. Еще Константин Эдуардович Циолковский (1930 г.) утверждал, что "за эрой аэропланов винтовых должна следовать эра аэропланов реактивных …". В 1937 году был совершен первый полет ракеты с жидкостным реактивным двигателем конструкции С.П. Королева. Первыми в нашей стране серийными самолетами с турбореактивными двигателями были истребители Як-15 конструкции А.С. Яковлева и МиГ-9 конструкции А.И. Микояна и М.И. Гуревича.

Так появились летательные аппараты с турбореактивными двигателями (группа ТРД). Согласно закону об изменении количества движения сила тяги в группе ТРД равна секундному увеличению количества движения газового потока, проходящего через силовую установку и обтекающего его снаружи:

, (2.35)

где v – скорость полета, с₅ – скорость вытекающего из сопла газа (м/с); G_в – секундный расход воздуха на входе в двигатель (кг/с); g – ускорение силы тяжести (м/с²).

Рис. 2.26. Изменение мощности (а) и тяги (б) ТРД в зависимости от скорости полета

Из рисунка 2.26 видно, что тяга ТРД незначительно зависит от скорости полета, зато мощность его при этом возрастает. Этим объясняется то обстоятельство, что ТРД заняли господствующее положение в авиации и ракетостроении для полетов на скоростях с 800 … 850 км/ч и выше. Недостатком ТРД по сравнению с ВМГ является плохая экономичность. Удельный расход ТРД С_е ≈ 0,8 кг/кг тяги час. Поэтому, например, при тяге P = 3000 кг часовой расход топлива составит:

кг/ч.

Это значит, что часовой расход топлива ТРД значительно выше, чем для поршневых двигателей.

Максимальная скорость полета самолета с ТРД:

, км/ч, (2.36)

где a – скорость звука (м/с) на данной высоте; M_крит – критическое число М начала волнового кризиса; ∆ – относительная плотность воздуха на высоте полета; Р – тяга двигателя на той же высоте.

Потолок полета самолета определяется ориентировочно по формуле:

, км, (2.37)

где Р₀ – тяга у земли; К_мах – максимальное качество самолета, которое может быть равным 14 – 15 (К = Y/Q = C_y/C_x).

Дальность полета самолета:

, (2.38)

где v_max – максимальная скорость на данной высоте в км/ч; Р_Н – тяга на данной высоте в кг; С_е – удельный расход топлива в кг/кгтяги час; F₁ – коэффициент, равный 1 для истребителя и 1,1 для бомбардировщика.

Длина разбега:

, м. (2.39)

Скорость посадки определяется по формуле:

, км/ч. (2.40)

Самолет с турбовинтовым двигателем.

Стремление найти оптимальный двигатель, который позволил бы летать со скоростью 700 … 900 км/ч, привело к созданию промежуточного двигателя частично со свойствами ВМГ и ТРД. Таким двигателем оказался турбовинтовой двигатель (ТВД).

Рис. 2.27. Зависимость мощности и тяги в ТВД от скорости полета: а – мощность винта; б – тяга винта

Мощность, отдаваемая ТВД, равна:

. (2.41)

Суммарная тяга такого двигателя (установки) равна:

.

По экономичности ТВД занимает промежуточное положение между ВМГ и ТРД. Например, при С_е = 0,28 кг/л.с. час и N = 3000 л.с. часовой расход топлива равен

км/ч.

Самолет с жидкостно-реактивным двигателем

Что касается установки с жидкостно-реактивным двигателем (ЖРД), то он отличается от турбореактивного двигателя в основном тем, что работает на горючей смеси, окислитель которой находится на борту самолета. В связи с этим тяга его не зависит от высоты полета.

Рис. 2.28. Зависимость мощности (а) и тяги (б) ЖРД от скорости полета

Эти двигатели обладают крайне низкой экономичностью. При С_е = 16 кг/кг тяги час и Р = 2000 кг часовой расход топлива равен

кг/ч,

В связи с этим такие двигатели используют короткое время (5…10 мин) в форсажных двигателях. Их преимуществом является независимость от высоты полета, легкость, компактность.

Судно на подводных крыльях

Эффект судна на подводных крыльях заключается в подъеме фюзеляжа судна из воды в воздух. Сопротивление движению судна в этом случае уменьшается пропорционально уменьшению плотности среды движения. Движение в воде заменяются движением в воздухе (в воде остаются только крылья) [26 – 27].

При этом подъемная сила и сила сопротивления возникают по законам аэродинамики по аналогии с самолетом:

, ,

где С_y и C_x – коэффициенты подъемной силы и силы лобового сопротивления, ρ – плотность среды, S – площадь крыла.

Плотность воды в 816 раз больше плотности воздуха при Н = 0 км. Скорость СПК = 60 – 70 км/ч (в 10 раз меньше скорости самолета).

Ограничение по скорости наступает из-за кавитации, ("закипания" воды) на поверхности подводного крыла при скорости 80 км/ч (ориентировочно). Однако это уже скорость почти автомобиля, почти 2 – 3 раза больше скорости движения обычных судов по воде.

Недостаток – слабая устойчивость при больших волнах. Поэтому морские СПК не нашли широкого распространения, хотя попытки к этому имеются.

Впервые СПК появились в Германии (инж. барон Ганс фон Шертель). В 1927 году Шертель организовал фирму "Сукромар Лимитед". В России выдающаяся роль принадлежит Р.Е. Алексееву (1916 – 1980 гг.). В 1957 году было построено СПК "Ракета" на 66 мест, а потом "Волга", "Метеор", "Беларусь", "Чайка". Скорость движения расчетная – 60 ‑ 80 км/ч.

Судно на воздушной подушке

Экранопланы вместе с судами на подводных крыльях и на воздушной подушке образовали новый класс судов на динамических принципах поддержания движения. Эффект экраноплана заключается в использовании сверхмалой высоты полета, в использовании воздушной подушки, экранного эффекта. Оптимальная высота полета Н = 0,5 хорды крыла.

Самолеты и вертолеты тоже летают на малых высотах, особенно вертолет. Но для них малая высота не является оптимальной с точки зрения экономичности режима полета. Это полет по необходимости выполнения целевой задачи.

Одним из примеров использования экранного эффекта является судно на воздушной подушке (СВП).

Подъемная сила у СВП образуется благодаря повышенному аэростатическому давлению в пространстве между корпусом аппарата и опорной поверхностью (вода, Земля). Давление создается нагнетателями подъема. Для этого используется часть бортовой мощности (около 30 %) независимо от скорости. При этом давление на корпусе создается до 100 Па (0,75 мм рт. ст.).

Рис. 2.29. Принцип взлета СВП

К особенностям судна на воздушной подушке относятся: относительно высокая скорость полета (≈ 100 км/ч), способность летать над водой, над землей на малой высоте, отсутствие необходимости в дорогах, отсутствие необходимости в аэродромах, большая грузоподъемность, высокая экономичность, отсутствие вредного воздействия на воду, землю, высокая безопасность.

Экранный эффект – это очень крутая зависимость подъемной силы Y крыла от расстояния днища СВП до подстилающей поверхности ,

Рис. 2.30. Зависимость подъемной силы от относительной высоты полета

,

где H – высота полета. При ≥ 0,7 экранный эффект пропадает.

Экраноплан

Экраноплан – это летательный аппарат, который для перемещения использует статическую воздушную подушку на малых скоростях и динамическую воздушную подушку на больших скоростях.

Внешне ЭП (экраноплан) похож на самолет с крыльями малого удлинения, которые заканчиваются концевыми шайбами. Они имеют носовой и кормовой двигатели. При разгоне носовой двигатель работает в режиме поддува, направляя газовую струю под крыло для создания статической воздушной подушки. Она уменьшает гидродинамическое сопротивление. После отрыва судна от подстилающей поверхности поддув прекращается и статическая подушка заменяется при движении динамической подушкой за счет скоростного напора. Под крылом происходит подтормаживание воздуха, увеличение давления на нижнюю поверхность профиля. Так образуется динамическая воздушная подушка в отличие от статической подушки в СВП. При очень малых высотах полета давление может достигать давления скоростного напора , но практически используется 40 – 50 % его из-за колебаний поверхности под судном.

Попытка разработать летательный аппарат типа "экраноплан" была осуществлена еще в 30-х годах XX века. Однако практическое применение этот аппарат нашел только в 60-х годах благодаря усилиям ЦКБ под руководством Р.Е. Алексеева в Нижнем Новгороде. Появились такие экранопланы как: См-5 (1963 г.) Км (1967 г.), Орленок (1979 г.), Лунь (1986 г.).

Условно все экранопланы делятся на группы:

Малые ЭП: длина судна до 10 м, дальность полета 300 – 500 км, скорость полета 100 – 200 км/ч, высота волны воды до 30 см, число пассажиров – несколько человек. Примером в этой группе может быть "Волга-2" со скоростью до 120 км/ч.

Средние ЭП: масса судна до 300 т, дальность полета до 2000 км, скорость полета до 200 км/ч, высота волны воды до 2 м, число пассажиров до 150 – 200 человек.

Большие ЭП: масса судна 500 – 550 т, дальность полета до 10000 км, скорость полета 600 – 800 км/ч, высота волны воды 6 – 8 м.

Этот новый вид судна, по мнению специалистов (особенно военных), имеет большие перспективы. Не случайно, что в США был объявлен конкурс по созданию морского ЭП со скоростью перемещения до 180 узлов с большой грузоподъемностью. С этой задачей пока не справилась ни одна фирма США.

Есть сведения, что в 1989 году в Ленинграде был создан ЭП под маркой РКВП, ракетный корабль со скоростью перемещения более 110 км/ч. Однако с большей сенсацией американцы сообщили, что зафиксировали движение морского судна (надводного) со скоростью 500 км/ч. Если это так, то свершилось чудо. Появились сведения в российской печати, что такое судно действительно есть, и его марка – БОРА.

Какие же особенности требований к аппаратуре на ЭП:

Повышенная точность и надежность управления по относительной высоте , углу крена γ, углу тангажа υ, скорости полета v в связи с тем, что высота полета сверх малая.

Повышенные требования по быстродействию аппаратуры управления и контроля.

При расчетах метрологических характеристик рекомендуется принимать мгновенное, а не среднее значение скорости полета.

С целью достижения максимальной достоверности и безопасности полета за погрешность параметра принимается ее максимально возможное значение.

Для ориентации приведена таблица 2.4 параметров для экраноплана [27].

Таблица 2.4

Параметр	Диапазон	Погрешность	Постоянные времени, сек
Высота полета, м	0 - 15	0,1	0,05
Крен, град	± 20	0,1	0,1
Тангаж, град	- 10 + 15	0,1	0,2
vy, , м/с	± 1	0,01	0,05
, град/с	± 5	0,03	0,05
υ, град/с	± 5	0,03	0,1
Воздушная скорость v, м/с	0 - 200	0,5	0,1
Путевая скорость w, м/с	0 - 200	0,5	0,5
Угол скольжения, град	± 10	0,3	0,2
Курсовой угол ψ, град	0 - 360	0,3	0,2

Вертолет

Вертолет среди всех видов летательных аппаратов отличается своими оригинальными режимами полета:

Способностью взлетать и приземляться практически в любом месте, на необорудованной площадке, на крыше дома, на подвижное морское судно, на автомобиль и т.д.;

Висеть над определенной точкой Земли, меняя ее при выполнении работ на околонулевых скоростях;

Перемещаться во всех направлениях в пространстве – вверх-вниз, вперед-назад, вправо-влево, поворачиваться вокруг любой своей оси;

Совершать полет со снижением при отказе двигателей на режиме авторотации.

Эти свойства определяют области практического применения вертолета в различных целях народного хозяйства (строительство, опыление полей, перевозка грузов), в военных целях.

Эти же свойства определяют и особенности приборов и систем, обеспечивающих режимы полета вертолета [28 – 29].

Особенности пилотажно-навигационного оборудования обусловлены принципом создания подъемной силы, режимами полета и характером обтекания фюзеляжа воздушным потоком, в том числе потоком от несущего винта (НВ).

Подъемная и движущая сила на вертолете создается одним и тем же элементом конструкции – несущим винтом, омывающим в процессе работы весь фюзеляж (на малых скоростях в особенности). В связи с этим на вертолете практически отсутствуют места на фюзеляже с установившемся воздушным потоком, что резко осложняет восприятие давления Р_п, Р_ст и температуры Т_н.

В условиях возмущенного потока необходимо измерять скорости полета во всех направлениях, начиная с нуля; аэродинамический угол атаки, высоту полета, полное, статическое и динамическое давления, температуру наружного воздуха (Т_н).

С учетом этих особенностей строятся все пилотажно-навигационные приборы и системы, измерительно-вычислительные комплексы типа СЭИ, КИСС, СВС, СПКР.

Рассмотрим, как же образуется полезная тяга вертолета.

Несущий винт состоит из нескольких (3, 6, 8) лопастей, вращающихся вокруг оси над фюзеляжем. Фюзеляж висит на винте. Каждая лопасть в отдельности представляет собой крыло. Ее подъемная сила образуется по известным законам аэродинамики, когда подъемная сила , где α – угол лопасти по отношению к вектору потока воздуха. Однако приближенно можно представить, что вместе все лопасти представляют собой вращающийся диск. В этом случае тяга несущего винта (НВ) определяется так:

, (2.42)

где С_т – коэффициент тяги; F – ометаемая площадь диска НВ; ρ – плотность воздуха; ω – угловая частота вращения НВ; R – радиус НВ; v – скорость перемещения конца лопасти, v = ω R.

Частота НВ практически постоянна, редукция от двигателя постоянна, т.е. ωR постоянна. Предельное критическое значение v = ω R ограничивается критическим значением числа М на оконечности лопасти:

, или ,

где а – скорость звука. За пределами v_кр наступает волновой кризис, подъемная сила падает.

Практически м/с (220·3,6 ≤ ≈ 800 км/ч). При этом под скоростью подразумевается результирующая скорость v_рез = ωR ± v_полета. Скорость полета вертолета зависит от угла атаки лопасти и угла наклона диска несущего винта. В формуле (2.42) скрыта зависимость тяги от скорости полета вертолета, т.е. поступательного движения НВ относительно воздуха. Практически тяга НВ есть функция многих параметров:

, (2.43)

где χ – коэффициент использования площади НВ, ; v_в – скорость вертолета, поступательная; v₁ – скорость подсасывания; α – угол атаки лопасти; F – площадь НВ.

Для разных режимов полета вертолета тяга определяется так:

– для режима висения, (2.44)

– для косого движения, (2.45)

где v₁ – скорость подсасывания или средняя индуктивная скорость в плоскости вращения НВ; v_в – скорость вертолета.

В режиме висения тяга Т и вес G вертолета равны между собой, т.е. Т = G, откуда имеем:

. (2.44)

Рис. 2.31. Образование тяги вертолета: v1 – скорость подсасывания; v2 – скорость отбрасывания; v2 = 2v1

Винт конкретного типа вертолета имеет определенную удельную нагрузку на ометаемую площадь, которая определяется как р = G/F, кг/м². Зная, что скорость отбрасывания v₂ = 2v₁, по формуле (2.46) можно определить ее минимальное значение на режиме висения, таблица 2.5:

Таблица 2.5

Тип вертолета	Ми-1	Ми-2	Ми-8	Ми-6	Тяжелый
Удельная нагрузка р, кг/м2	14,2	21,5	31,2	42,1
v2, м/с при Н = 0	15,6	19,0	23,0	27,0	32,2
v2, м/с при Н = 1000 м	16,4	20,0	24,0	28,2	33,8
v2, м/с при Н = 2000 м	17,2	20,8	25,2	29,6	35,4

Важно отметить, что минимальные скорости отбрасывания, приведенные в таблице 2.5 достаточно велики (от 51,12 до 127,4 км/ч), что дает уверенность в точном измерении отбрасываемого потока воздуха известными способами. Этот факт нам пригодится при исследовании специальных измерителей малых скоростей.

Характерным отличием лопасти НВ от крыла самолета является ее большое удлинение λ. Так, для Ми-8 λ = 20,47; для Ми-6 λ = 17,5; для Ка-32 λ = 16,56. Как уже было сказано выше, вертолеты могут быть как одноосные, так и двухосные. Для двухосного вертолета характерна его компактность, минимальные продольные габариты. В связи с этим момент инерции вертолета с двухосным винтом относительно вертикальной оси J_y-y в 1,5 – 2 раза меньше, чем у одноосного вертолета.

Спутник Земли

Как было сказано выше, космическое ракетоплавание основывается на теории ракетодинамики тел с переменной массой, когда справедлива формула скорости, обоснованная Э.К. Циолковским:

, (2.47)

где v – скорость ракеты; v₁ – скорость истечения газов двигателя ракеты; m₁ – масса ракеты; m₂ – масса топлива ракеты.

Чтобы вывести спутник на круговую орбиту, ему нужно придать такую скорость движения по орбите, чтобы центробежное ускорение спутника уравновесилась притяжением его к Земле. Тогда спутник окажется в состоянии невесомости и будет двигаться по траектории, для которой выполняется условие равновесия [30]:

, (2.48)

где v – линейная скорость движения спутника по орбите, так называемая первая космическая скорость; Н – высота спутника над уровнем Земли; g – ускорение силы тяжести на этой высоте; R – радиус Земли. принимается, что ускорение силы тяжести обратно пропорционально квадрату расстояния от центра Земли:

, (2.49)

где g₀ – ускорение у поверхности Земли, тогда:

, (2.50)

или . (2.51)

Если перейти к угловой скорости ω вращения спутника по круговой орбите, то:

. (2.52)

Период одного оборота:

. (2.53)

Положив в (2.51) Н=0, получим первую космическую скорость у поверхности Земли:

. (2.54)

Подставляя в (2.51) и (2.52) различные высоты Н, получим таблицу скоростей (таблица 2.6) движения спутников по круговым орбитам на различных высотах.

Таблица 2.6

Н, км
v, км/с	7,91	7,84	7,78	7,72	7,66	7,61	7,34	4,76	3,06
ω, об/сутки	17,0	16,6	16,2	15,8	15,5	15,2	13,8	3,8

Из таблицы видно, что при Н = 35870 км спутник будет делать один оборот в сутки, т.е. он будет вращаться синхронно с Землей. Он будет "висеть" над определенной точкой Земли.

Чтобы спутнику покинуть Землю, он должен иметь скорость большую, чем первая космическая скорость:

, (2.55)

где Н – высота, с которой спутник уходит от Земли.

Если спутник стартует с поверхности Земли (Н = 0), то:

. (2.56)

Чем больше Н, тем скорость w меньше. В связи с этим спутник выгоднее запускать с тяжелых спутников Земли, которые вращаются вокруг Земли на расстоянии от нее Н.

Пока спутники запускаются только с космодромов, расположенных в определенных точках Земли и вращаются на орбите, наклоненной под определенным углом к плоскости экватора. Наши российские космодромы Байконур, Плесецк и Свободный слишком удалены от экватора. Поэтому наклонение орбит спутников были не менее 51 градуса.

Американские космодромы находятся ближе к экватору и ближе к океану, куда можно сбрасывать отработанные ступени аппаратов.

"Северность" наших космодромов вынуждает больше тратить топлива при выводе аппаратуры, так как меньше работает эффект вращения Земли. Это приводит к удорожанию запусков спутников. В связи с большими наклонениями орбит наших спутников южные широты Земли нами не могут контролироваться. Там полное господство американцев. Тут можно усмотреть коммерческий и военный аспекты вопроса. С этим Россия мириться не может и поэтому идет поиск выхода из этой ситуации.

Сейчас во всем мире идет борьба за обладание мотором будущего, гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем – ГПВРД. Победитель приобретет мощное оружие и дешевое средство для вывода грузов на низкие орбиты. Конструктивно двигатель ГПВРД представляет собой открытую с двух сторон трубу с сужениями по сечению. С помощью вспомогательного "движка" он разгоняется до большой скорости и воздух в сужении сильно сжимается без всякой турбины. В нужном месте впрыскивается топливо и ГПВРД развивает фантастическую тягу, способную разгонять аппарат до скорости с М = 15 - 35, тогда как даже самые быстроходные ракеты достигают М = 6 – 7.

Аппарату с таким двигателем не нужно с собой возить окислитель (кислород) для горения топлива на малых высотах. Этим он отличается от аппарата с ЖРД.

Горючим в ГПВРД служит экологически чистое топливо – жидкий водород, выхлоп от сгорания которого – водяной пар. Сдерживающим фактором в разработке ГПВРД является отсутствие средств разгона воздуха или самого аппарата в процессе исследований до скорости более М = 10.

А пока НПО "Молния" во главе с его главным конструктором Глебом Лазино-Лазинским предлагает проект МАКС – уникальную систему, способную с малыми затратами осваивать ближний космос. В качестве носителя-разгонщика предлагается использовать самолет Ан-225 (Мрия).

В заключение второй главы приведем схему диапазонов скоростей рассмотренных летательных аппаратов (рис. 2.32)

Рис. 2.32 Диапазоны скоростей летательных аппаратов

Глава 3

ПРИБОРЫ ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ СКОРОСТИ И ВЫСОТЫ ПОЛЕТА

3.1. Общие определения

Современный самолет оборудован множеством технических устройств для определения его местоположения, для управления воздушным движением, для решения светотехнических задач, а также для контроля работы силовой установки. В [4] даются общие определения оборудования по назначению.

Комплекс – совокупность информационных систем, вычислительно-програм­миру­ющих средств, систем индикации, сигнализации и управления, предназначенных для совместного выполнения группы задач общего функционального назначения. Примером комплекса может быть информационный комплекс высотно-скоростных параметров (ИКВСП) для самолета Як-42.

Система – совокупность взаимосвязанных изделий авиационной техники, предназначенных для выполнения заданных функций. Характерным примером системы может быть система воздушных сигналов – СВС.

Прибор – устройство, имеющее самостоятельное эксплуатационное значение и обеспечивающее измерение и индикацию одного или нескольких параметров. Характерными примерами являются указатель скорости УС-2, измеряющий и индицирующий (указывающий) значение приборной скорости; указатель угла атаки и перегрузки УАП-5. Показания прибора воспринимаются человеком с помощью органов чувств.

Индикатор – средство отображения информации о количественном или качественном значении информации. Примером количественного индикатора может быть циферблат со шкалой и стрелкой как у прибора УС-2. Примером качественного индикатора может быть индикатор, отображающий информацию по принципу "не более заданного", "не меньше заданного", "находится в пределах заданного". Такая индикация применяется в системе безопасности СПКР. Силуэт самолета на фоне неподвижной шкалы тоже является качественной индикацией.

Сигнализатор – прибор, обеспечивающий отображение о соответствии или несоответствии параметра, системы или объекта требуемому значению или состоянию в виде визуальных, звуковых и тактильных сигналов. Примерами могут быть светосигнализаторы ТС-3, ТС-5, содержащие в своих табло определенные надписи.

Датчик – измерительное устройство для выработки сигнала о текущем значении измеряемого параметра. В отличие от прибора сигналы датчика воздействуют на звенья системы, минуя человека.

Основное оборудование – обязательное оборудование, необходимое для обеспечения основных заданных функций в ожидаемых условиях эксплуатации.

Резервное оборудование – обязательное оборудование, необходимое для обеспечения нормального выполнения ограниченного количества функций с приемлемыми точностными характеристиками при отказе отдельных видов основного оборудования или невозможности его использования. К такому оборудованию на борту гражданского самолета относятся механический указатель скорости УС-2, магнитный компас КИ-13, механический высотомер, механический вариометр. Они применяются на тот случай, когда отказывает по каким-либо причинам экранная основная индикация в системе СЭИ.

Все оборудование самолета по назначению можно классифи