ВИВЧЕННЯ ПРОДУКЦІЙНОЇ ФАЗИ АРІАНА 1
Дослідження стосується французької пускової установки ARIANE 1. Ця цілком успішна пускова установка знаменує набуття чинності французькою космічною галуззю на ринку пускових установок.
Ця проблема є можливістю, крім історичного аспекту, вивчити рухову фазу підйому та деякі важливі послідовності польоту, зокрема траєкторію обтікання.
Політ, про який йде мова, названий L6, шостим у ряді комерційних успіхів. Запуск був подвійним і вимагав спеціальної адаптації для першого впорскуваного супутника.
m T = 39,86 10 4 км 3 с -2 константа земної гравітації
Se = 2,81 мІ: поверхня викиду сопла
S = 11,34 мІ: опорна поверхня (головний крутний момент) пускової установки для розрахунків опору.
Наземна атмосфера: висота надходження в км
r (Z) = 2,2 * Exp (-0,1598 * Z) щільність повітря на висоті Z, r (Z) в кг/м 3
ПЕРЕПИСАНА ТЕХНІЧНА ДОКУМЕНТАЦІЯ:
Ці цифрові дані походять із документів, призначених для тогочасної наукової преси, документів CNES.
DOC 1: Фаза зльоту: широта 5 ° 236, довгота -52 ° .775
(1) Це статичне прискорення.
(2) t = 82 секунди відповідає максимальному динамічному тиску. Пам'ятайте, що він трохи подолав звуковий бар'єр, що цей тиск є найбільшим і що він вартий
DOC 2: Транскрибована документація:
Вимирання L140
1/2 відділення
Запуск керованого польоту двигуна 2
Випуск головного убору
Вимирання L33
2/3 поділу
(3) Географічними координатами точки закачування є широта l S = 0 ° .102 та довгота L S = - 18 ° .865
МАСОВА ЦИТАТА НА ПОЛЕТ ECS1 + AMSAT:
Корисне навантаження включає подвійний запуск: ECS1 -> 1043 кг, AMSAT ---> 155 кг, SYDA ---> 188 кг, що в цілому дає 1386 кг.
Примітка: SYLDA: Система подвійного старту Ariane.
Відповідне обладнання
Накопичення без корисної маси (кг)
Коробка обладнання
HM7 штовхаючі хвостові палива
КОНЕЧНИЙ РЕЖИМ ARIANE, ВСТАНОВЛЕНИЙ HM7
H8 неробочі палива (викинуті)
Корисні ерголи H8
Тягові підйомні установки HM7
АРІАНЕ ПЕРЕКЛЮЧАЄ НА HM7
Маса H8 виділяється при поділі 2/3
Охолоджуючі паливні речовини HM7
L33 залишкові рідини
L33 штовхаючі хвостові палива
ВСТАНОВЛЕНО КІНЕЦЬ РЕЖИМУ АРІАНА L33
Неракетні ракетні палива викидаються L33 та H8
Корисні ерголи L33
Підйомні паливні тяги L33
ARIANE ЗАПАЛЕННЯ VIKING 5
Маса випустила поділ 1/2
L140 залишкові рідини
L140 штовхаючі хвостові палива
ВСТАНОВЛЕНО КІНЕЦЬ РЕЖИМУ АРІАНА L140
Викидаються негенераторні паливні речовини L140 + H8
Корисні ерголи L140
АРІАНЕ НА ЗБЕРІГАННІ (БЕЗ C.U) При t = 3,4 с
Ерголи, спожиті на столі (без C.U)
I ПЕРШІ МОМЕНТИ ПОЛЮ:
Чому ракета не злітає при t = 0 с?
Перевірте абсолютне значення швидкості.
Використовуючи статичне прискорення ґрунту та оцінку маси, знайдіть тягу ґрунту L140. Потім обчислюють тягу у вакуумі.
2 ° Між t = 3,4 с і t = 15 с:
Прийнявши лінійний закон прискорення між цими двома моментами, знайдіть висоту пускової установки на t = 25 секунд.
Розрахуйте силу опору на пусковій установці.
II ОСНОВНИЙ ПОЛЕТ ДО ІНЕКЦІЇ:
Обтічник випущений, і ми в місті, динамічний тиск настільки низький, що виправдовує відмову від обтічника, призначеного для захисту корисного навантаження від значного теплового потоку.
Ви обчислите апогей Za кеплерівського руху манжети.
2 ° ін'єкція при t = 855,8 с:
Ці розрахунки дають можливість застосувати основні концепції курсу.
Вкажіть основні елементи кеплерівської траєкторії: а; e, апогей Za та перигей Zp.
3 ° рушійна фаза Н8:
Розрахувати за допомогою документів:
- Поштовх H8
- Його масовий потік
- Приріст швидкості, отриманий на цьому етапі, пояснюють невелику різницю реальними відносними варіаціями швидкості.
III ВТРАТА ШВИДКОСТІ НА ЕТАПІ 1:
Використовуйте набір даних для оцінки втрат швидкості на етапі 1, природно з наближенням середнього питомого імпульсу.
IV Допоміжне питання:
Як ви пояснюєте прискорення 0,4 м/сІ у момент поділу 1/2?
I ПЕРШІ МОМЕНТИ ПОЛЮ:
Ракета не злітає при t = 0 с, оскільки оберти двигунів Viking не є миттєвими. Потрібно почекати, поки потік буде номінальним, а тяги чотирьох двигунів майже однакові, що вимірюється датчиками. Якщо ми відпустимо пускову установку з асиметрією тяг, створений крутний момент поверне пускову установку навколо центру інерції, і вона впаде на землю.
Примітка 1. Зазначається, що споживані паливні речовини споживаються на стартовому столі.
Примітка 2: Насправді тяги не можуть бути суто ідентичними. Цей невеликий дефект миттєво виявляється гірометрами, які вимірюють результуюче обертання. Потім сервомеханізм управляє невеликим відхиленням форсунок навколо осей кроку або повороту, щоб компенсувати паразитний момент.
Ви також спостерігатимете за можливістю компенсацію форсунок під пусковою установкою навіть до зльоту. Досить просто тому, що вітер або вібрації діють на головку пускової установки, викликаючи паразитні обертання, виявлені та практично компенсовані, оскільки пускова установка все ще на столі
Абсолютна швидкість (тобто в інерційній системі центральної землі, яка не рухається при обертанні Землі), походить лише від обертання Землі.
Позначимо через F S, F V тягу на землю або у вакуумі, M (t) масу в момент часу t, G - статичне прискорення, яке називається прискоренням, зумовленим силами, відмінними від гравітації.
Основний закон дає, з масою, що береться на зліт:
Тяга у вакуумі отримується за загальним співвідношенням:
Ці результати повністю відповідають технічному аркушу пускової установки.
2 ° Між t = 3,4 с і t = 15 с:
Закон прискорення простий:
Додаткова інтеграція призводить до висоти Z при t = 15 секунд:
Статичне прискорення G, знання r (Z) та Z, маси та часу, легко дають опору.
Виводимо аеродинамічний коефіцієнт:
II ОСНОВНИЙ ПОЛЕТ ДО ІНЕКЦІЇ:
Числові дані надають нам усі елементи для обчислення кеплерівської траєкторії.
При V R = 3101,4 м/с, Vo = 3559,2 м/с, g R = 16 ° .2, можна обчислити абсолютний нахил g o, використовуючи відносні-абсолютні умови відносних переходів .
Третє загальне відношення V R * sin g R = V o * sin g o тягне за собою g o = 14 °. 06
З початковими умовами Vo, ro = RT + Zo, go ми обчислюємо константи E (питома енергія) та K (константа площі, потім велика вісь a і ексцентриситет e і, нарешті, Za апогеєва земля, досягнута шапкою.
2 ° ін'єкція при t = 855,8 с:
Розрахунок основних елементів траєкторії Кеплера: а; e, апогей Za та перигей Zp .
Розрахунок, строго аналогічний попередньому, для ковпачка дає впорскування:
g o = 0 ° .572, E = -8,16124 кмІs -2, K = 6,7366 кмІ/с, a = 24422 км, e = 0,73065, Za = 35888 км, r a = 42266 км, Zp = 200 км.
Ми підтверджуємо, що рейс має тип GTO.
NB 1: Перигей на 200 км є константою для ін’єкцій ARIANE.
Примітка 2: Апогей трохи "вищий", ніж геостаціонарний рівень, з 2 причин: перша готує стаціонарний дрейф, друга, оскільки порушення вимагають дещо інших коливальних умов впорскування.
Примітка 3: Зверніть увагу, що точка впорскування знаходиться майже на екваторі, щоб забезпечити апогей майже на екваторі, що дозволяє остаточно циркулювати в геостаціонарі без проблем.
3 ° Деталі рушійної фази Н8:
З прискоренням 20,1 м/сІ безпосередньо перед зупинкою H8, на повній стійкій швидкості та масі, ми можемо визначити тягу H8
У той час ми говорили про поштовх у 6 тонн.
Для потоку розрахунок простий:
Питомий імпульс Isp3 = F 3/q = 4336 м/с або 442 с в блоці, який завжди переважає.
Нарешті приріст швидкості D V3 обчислюється за формулою:
Зчитування операційного столу H8 дає відносну швидкість займання 4288,7 м/с і загасання 9756,2 м/с. Реальне збільшення швидкості становить 5468 м/с, отже, 81 м/с менше, ніж теоретичний розрахунок (різниця в 1,5%, що дуже мало).
Причина різниці подвійна: з одного боку, не врахування збільшення тяги та тяги хвоста, з іншого боку мінімальні втрати пілота (тяга, не вирівняна з відносною швидкістю) і, звичайно, деякі невеликі наближення.
III ВТРАТА ШВИДКОСТІ НА ЕТАПІ 1:
Питомий імпульс заземлення поверху 1:
Питомий імпульс у вакуумі стадії 1:
Подібний розрахунок, зроблений під час 145,5 с при вимкненому двигуні етапу 1 і на висоті Z = 59,4 км, пускова установка у вакуумі дає:
Середній питомий імпульс стадії 1:
Приріст, доставлений до етапу 1:
NB: реальна різниця відносної швидкості між запалюванням та відключенням двигунів першого ступеня становить 1684,4 м/с, що дає на цій стадії втрати, помітно 1274 м/с, втрати, в основному внаслідок сили тяжіння.
IV Допоміжне питання:
Це слабке прискорення створюється на етапі 2 за рахунок прискорення ракет, розташованих на цьому етапі. Насправді, якби пускова установка в цій балістичній фазі у вакуумі не прискорювалася, вона перебувала б у стані невагомості, і тому рідкі паливні речовини «плавали» б у цистернах, ризикуючи запобігти запуску турбонасосів. Тому на сцені з рідкими ракетними паливами необхідно невелике осьове прискорення, щоб "притиснути" їх до дна резервуарів.
Звичайно, такий пристрій не потрібен ні на етапі 1, де гравітація достатня, ні на порохових двигунах.