Такие похожие и такие разные «Союз» и «Аполлон. Средства обеспечения ВКД. Траектории спуска и выбор параметров СА

Электронно-вычислительные машины Центра управления и бортовая ЭВМ выдали все необходимые данные для ориентации спускаемого аппарата. Поочередно включаются и выключаются ракетные движки ориентации. Спускаемый аппарат разворачивается под нужным углом к горизонту. Теперь сопло тормозного двигателя смотрит в направлении полета. Внизу появляется Африка. Пора. В заранее рассчитанный на ЭВМ момент с точностью до долей секунды включается тормозной двигатель. Мощность этого двигателя мала, и работает он всего лишь десятки секунд. В результате его работы спускаемый аппарат замедляется примерно на 200 м/сек. Это очень незначительное уменьшение, но этого достаточно — ведь скорость стала уже меньше первой космической и под действием силы притяжения спускаемый аппарат начинает сходить с орбиты и постепенно приближаться к Земле. Сначала он движется в очень разреженной атмосфере — плотность воздуха здесь в миллиард (!) раз меньше, чем у поверхности Земли. И только поэтому спутники и орбитальные станции могут летать здесь достаточно долго. Если бы мы запустили спутник на орбиту с высотой 100 километров, то он не сделал бы даже одного оборота вокруг Земли, хотя здесь плотность воздуха в миллион раз меньше, чем у поверхности Земли. Для того чтобы летать вокруг Земли на этих высотах, нужно время от времени включать двигатель.

Итак, спускаемый аппарат, снижаясь под действием силы притяжения Земли, постепенно входит во все более плотные слои атмосферы. Чем ниже, тем больше сопротивление воздуха, тем сильнее тормозит он спускаемый аппарат, тем меньше становится скорость, тем круче становится траектория его снижения.

Однако что значит «тем меньше становится скорость»? Это ведь означает, что уменьшается кинетическая энергия аппарата. А мы знаем, что энергия не исчезает и не появляется — она лишь может переходить из одного вида в другой. В данном случае кинетическая энергия спускаемого аппарата переходит в тепловую, то есть расходуется на нагрев встречного воздуха и самого спускаемого аппарата.

Как происходит передача и превращение энергии, мы здесь рассматривать не будем. Сейчас для нас важно, что эта кинетическая энергия огромна — такая же, как у тяжелогруженого железнодорожного состава, мчащегося со скоростью 100 км/час! И почти вся эта огромная энергия должна превратиться в тепловую. Если не принять специальных мер, то одной трети ее будет достаточно, чтобы превратить весь спускаемый аппарат в пар.

В результате торможения передняя поверхность спускаемого аппарата нагревается до температуры примерно 6000°. Такую температуру будет иметь воздух у передней стенки спускаемого аппарата. Это уже не привычный нам воздух, состоящий из молекул азота, кислорода и углекислого газа, а плазма, состоящая из атомов азота, кислорода и углерода, ионов и электронов.

Вспомните таблицу температур плавления различных веществ. Найдется в ней хоть один материал, который при такой температуре останется в твердом состоянии? Нет. Все известные нам материалы при такой температуре превращаются в жидкость или даже в пар. И даже если бы мы имели материал, который не плавился бы при такой температуре, этого мало. Ведь самое главное заключается в том, чтобы возникающее при торможении огромное количество тепла не передавалось внутрь спускаемого аппарата. Какова бы ни была температура вне спускаемого аппарата, в отсеке экипажа она должна быть обычной, комнатной. Для этого стенки спускаемого аппарата должны хорошо защищать от тепла, то есть иметь малую теплопроводность. Но и это не все. Они должны быть очень прочными — ведь при торможении в плотных слоях спускаемый аппарат подвергается огромному давлению. Кроме того, нужно, чтобы стенки корабля имели возможно меньший вес, ибо на космическом корабле каждый грамм веса на счету.

Итак, материал должен иметь и высокую температуру плавления, и низкую теплопроводность, и высокую прочность, и к тому же малый удельный вес. И хотя в наше время ученые создали и создают множество самых разнообразных искусственных материалов, ни один из них не может удовлетворить одновременно всем этим требованиям.

Как же быть? Когда этот вопрос возник, ученые и инженеры начали интенсивные поиски выхода из создавшегося положения. Может быть, покрыть весь спускаемый аппарат медной обшивкой? У меди очень хорошая теплопроводность, и за счет этого тепло с передней поверхности будет отводиться на боковые и заднюю стенки спускаемого аппарата (сильно нагревается только передняя, лобовая поверхность корабля).
Но такая обшивка будет весить целую тонну, а это значит, что стартовый вес ракеты-носителя и, следовательно, тягу двигателя придется увеличить на 50 тонн. Кроме того, в этом случае почти все тепло все равно останется на корабле и постепенно пройдет внутрь спускаемого аппарата.

Было предложение делать переднюю поверхность аппарата пористой (то есть имеющей множество мельчайших дырочек) и через эти поры во время спуска продавливать холодную жидкость или выдувать газ изнутри корабля. Эта идея вообще-то неплоха, но осуществить ее трудно, так как при высоких температурах и давлениях, возникающих на передней поверхности спускаемого аппарата, поры будут засоряться, заплавляться и т. д.

Наиболее эффективный способ предложили советские ученые. Сейчас этот способ применяется при возвращении на Землю всех спускаемых аппаратов — и советских, и американских.

Ученые рассуждали примерно так. Материалов, удовлетворяющих всем четырем требованиям, в настоящее время нет, и вряд ли удастся создать их в ближайшие годы. Нет даже материала, который удовлетворял бы только первому требованию, то есть имел бы достаточно высокие температуры плавления и испарения. Но ведь главная-то задача состоит в том, чтобы температура в отсеке экипажа оставалась комнатной, то есть чтобы как можно меньше тепла прошло внутрь корабля. А этого можно добиться следующим образом.

Покроем переднюю стенку спускаемого аппарата материалом, который хотя и плавится или испаряется при такой температуре, но требует для своего плавления и испарения большого количества тепла (или, как говорят ученые, имеет большие скрытые теплоты фазовых переходов), а в расплавленном состоянии обладает малой вязкостью (легко течет). Тогда во время спуска этот материал будет нагреваться, плавиться и испаряться, а как только он расплавится, капли и пары материала будут встречным потоком воздуха сдуваться с поверхности спускаемого аппарата. При этом тепло, которое накопилось в каплях и парах при нагреве, плавлении и испарении материала, будет уноситься с аппарата вместе с каплями и парами вместо того, чтобы передаваться от них внутрь корабля.

Чтобы уменьшить теплопередачу внутрь аппарата, под слоем этого материала нужно расположить слой материала с очень низкой теплопроводностью. Прочность конструкции можно обеспечить, сделав третий слой — каркас из легких титановых сплавов, а к нему прикрепить «уносящийся» панцирь из низкотеплопроводного материала. Этот способ получил название «теплозащиты за счет уноса массы».

Именно этот способ и применяется в настоящее время на всех спускаемых аппаратах. Таким образом, во время снижения в плотных слоях атмосферы спускаемый аппарат мчится, окруженный пеленой раскаленной плазмы и капель теплозащитного материала. Эта пелена обволакивает и антенны корабля, а так как плазма не пропускает радиоволны, то прекращается связь с Землей. Но это длится всего несколько минут. Воздух так сильно тормозит корабль, что, пока он спускается со 100 километров до 30 километров, его скорость уменьшается в 56 раз! Теперь уже можно выпускать стабилизирующий парашют с диаметром купола в несколько метров, а на высоте 10 километров — основной, диаметром в несколько десятков метров. Очень просто и остроумно придумали конструкторы, как сделать, что

бы корабль встречался с поверхностью Земли мягко, совсем без удара (без толчка). Для этого с нижней стороны из аппарата выпускается штырь длиной примерно в один метр. Когда этот штырь втыкается в поверхность Земли, он автоматически включает твердотопливные двигатели мягкой посадки, сопла которых направлены вниз. В результате гасятся остатки скорости.

Почему же применяется такая сложная система спуска и посадки? Почему не тормозить спускаемый аппарат с начала и до конца с помощью ракетного двигателя? Ответ простой: это невыгодно, а для достаточно тяжелого спускаемого аппарата и просто невозможно.

Дело вот в чем. Для запуска спутника, то есть для разгона его до первой космической скорости, требуется ракета-носитель, вес которой на старте должен быть больше веса спутника примерно в 50 раз. Если мы захотим запустить спутник весом 5 тонн, то потребуется ракета весом 250 тонн. Если мы захотим вернуть спутник на Землю, мы должны затормозить его от первой космической скорости до нулевой — чтобы обеспечить мягкую посадку. А для этого потребуется такая же ракета — весом 200 тонн. Ее мы должны захватить с собой при старте корабля с Земли. Но тогда мы должны вывести на орбиту не 5 тонн груза, а уже 255 тонн. А чтобы это сделать, нужно взять ракету весом 12 700 тонн. Чтобы оторвать ракету от поверхности Земли, тяга ее на старте должна быть хотя бы немного больше ее стартового веса, то есть в данном случае примерно 13 000 тонн. А таких ракет пока нет — самая мощная современная ракета пока имеет тягу примерно 3500 тонн.

Понятно также, что и стоимость такого полета возрастает во много раз.

Таким образом, гораздо выгоднее использовать для основного торможения при посадке на Землю сопротивление воздуха. Это относится к посадке и на другие планеты, обладающие атмосферой,— такие, как Венера, Марс, Юпитер и т. п. Другое дело—посадка на небесные тела, лишенные атмосферы, — например, на Луну. Здесь уж ничего не поделаешь— тормозить можно только двигателями.

Вернемся к спуску корабля на Землю (или на другую планету, обладающую атмосферой), а именно, к моменту, когда спускаемый аппарат только что сошел с орбиты и пошел к Земле. Очень важно, насколько крутой будет траектория его полета. Даже самые тренированные космонавты погибнут, если вес их тела станет в десять—тринадцать раз больше, чем на Земле. Действительно, представьте себе, что на вас взгромоздили груз в десять раз больше вашего собственного веса, — вы будете раздавлены им. Вот в таком же положении окажутся и космонавты.

Но и чересчур пологой траектория тоже не должна быть. Иначе корабль очень долго будет лететь к Земле, в результате чего он будет слишком нагреваться и температура внутри него станет больше, чем могут выдержать космонавты.

От чего зависит крутизна траектории? Если тормозной двигатель будет включен дольше, чем нужно, — спускаемый аппарат пойдет слишком круто. Точно такой же результат получится, если сила тяги окажется больше, чем нужно. Крутизна траектории зависит также и от направления сопла двигателя во время торможения.

Особенно большое значение это имеет в случае неуправляемого — баллистического—спуска. Если спускаемый аппарат имеет форму шара, то такой корабль не обладает аэродинамическим качеством (подемкой силой). Это значит, что во время его спуска даже в плотных слоях атмосферы космонавты не имеют никакой возможности изменить траекторию. Спуск происходит по так называемой баллистической траектории (по такой траектории будет падать камень, если вы бросите его с вершины горы в горизонтальном направлении) и называется баллистическим, или неуправляемым, спуском. Вся траектория такого спуска, в том числе и место посадки, определяется уже в момент окончания работы тормозного двигателя, когда корабль только-только сошел с орбиты. Если крутизна будет задана неправильно (например, вследствие того, что тормозной двигатель проработал на несколько секунд больше или меньше, чем требовалось), спускаемый аппарат приземлится на несколько десятков и даже сотен километров ближе или дальше, чем предполагалось. А это значит, что корабль может приземлиться в горах, в тайге или в море, а не в ровной степи. Конечно, спускаемый аппарат не утонет и космонавты не погибнут, даже если корабль опустится в воду или в тайге, — у космонавтов есть с собой и рация, и сигнальные ракеты, запасы пищи и т. д., — однако это все-таки связано и с риском, и с дополнительными трудностями. Представьте, например, что будет, если они приземлятся на склон высокой и крутой горы.

Избежать этих трудностей и неприятностей можно, если придать спускаемому аппарату такую форму, которая обладает подъемной силой. Для этого форма аппарата должна быть несимметричной относительно направления полета. Именно такую форму, получившую название сегментально-конической, имеют современные спускаемые аппараты.

Когда ось спускаемого аппарата совпадает с направлением полета (угол атаки равен нулю), подъемная сила равна нулю. Изменяя угол атаки, то есть наклон спускаемого аппарата относительно оси полета, космонавты увеличивают или уменьшают тем самым подъемную силу и за счет этого могут изменять траекторию спуска и выбирать место посадки. Кроме того, таким образом можно регулировать и перегрузки.

Летит такой спускаемый аппарат сегментальной частью вперед. В этом положении сопротивление воздуха значительно больше, чем если бы он летел конической частью вперед. А чем больше сопротивление, тем быстрее тормозится корабль. Если бы аппарат летел конической частью вперед, он подошел бы к поверхности Земли со слишком большой скоростью.

Сегментально-конические спускаемые аппараты с высоты 20—30 километров опускаются на парашюте— так же, как и шарообразные.

Разработка СА, сочетающего в себе функции отсека КК и самостоятельного атмосферного летательного аппарата, одна из самых сложных задач создания пилотируемого КК. Особенностью полета СА является необратимость происходящих событий, так как начатый спуск прервать практически невозможно, и СА неизбежно пройдет сквозь плотные слои атмосферы и будет приближаться к Земле. Это существенно ужесточает требования к системам и конструкции СА в части их надежности, степени резервирования и обеспечения безопасности экипажа.

Задачи спуска и приземления

На этапе возвращения на Землю главные задачи состоят в торможении СА при полете в атмосфере и в обеспечении его посадки. Граница участков спуска и приземления лежит на высотах 5 - 10 км, ниже которых движение близко к установившемуся и проходит со скоростями 100 - 200 м/с при перегрузках, мало отличающихся от единицы.

Между задачами спуска и приземления существует прямая связь, причем способ посадки выбирается с учетом технических решений по участку спуска. Для КК, форма которых обеспечивает эффективное управление на сверхзвуковых скоростях с выходом в район посадочной полосы, а на дозвуковых режимах - планирование с относительно небольшой вертикальной скоростью, рациональна горизонтальная посадка - самолетный способ посадки, а для СА, имеющих малое аэродинамическое качество (т. е. слабо выраженные несущие способности корпуса) и движущихся на предпосадочном участке почти вертикально, - вертикальная посадка, требующая применения специальных средств торможения (парашюты, двигатели, роторы и т. п.) и дополнительных систем, амортизирующих удар о грунт (воду), что в совокупности обеспечивает допустимые для экипажа условия приземления (приводнения). Вертикальный способ посадки использовался, например, на кораблях «Союз» и «Аполлон».

Аэродинамические характеристики

При движении любого тела в воздухе на него действуют силы давления, зависящие от скорости, плотности воздуха, формы тела и его положения в потоке. Их результирующая (суммарная) сила определяется как интеграл от сил давления по поверхности тела и проходит через точку, называемую центром давления . Интеграл от моментов сил давления относительно точки, называемой центром масс (центром тяжести), дает аэродинамический момент, который может быть представлен как произведение результирующей силы на ее плечо относительно центра масс. При выделенном моменте аэродинамические силы (или их составляющие) рассматриваются как приложение к этому центру. Силы и моменты (рис. 3.10) выражаются через безразмерные аэродинамические коэффициенты:

C и m - безразмерные коэффициенты силы и момента соответственно;

Скоростной напор;

ρ - плотность воздуха;

v - скорость полета;

S - характерная площадь (миделя или крыла);

l - характерный размер (например, длина КА).

Одним из главных параметров СА является аэродинамическое качество - отношение подъемной силы к силе сопротивления

где С Y и С X - коэффициенты подъемной силы Y и силы сопротивления Q соответственно (см. рис. 3.10).

Типичные аэродинамические характеристики осесимметричного СА сегментальной формы показаны на рис. 3.11. В силу влияния аэродинамических возмущений (например, начального угла атаки) возникает движение летательного аппарата вокруг центра масс, что требует решения вопросов статической и динамической устойчивости.

Статическая устойчивость - это свойство летательного аппарата приобретать при выходе из положения равновесия такие аэродинамические моменты, которые вновь возвращают его в это положение. В простейшем случае это возможно, если центр давления находится за центром тяжести (по отношению к передней точке летательного аппарата) и аэродинамическая сила создает восстанавливающий момент. В этом смысле расстояние между центрами давления и тяжести, отнесенное к длине аппарата, обычно называют запасом статической устойчивости , а угол атаки, при котором существует устойчивое равновесие (момент равен нулю, а его производная по углу отрицательна), - балансировочным . Чтобы получить на осесимметричном аппарате сегментальной формы подъемную силу, следует (см. рис. 3.11) придать ему определенный угол атаки, балансировка на котором может быть обеспечена созданием весового эксцентриситета (см. рис. 3.10и3.11).

Динамическая устойчивость - это способность летательного аппарата создавать стабилизирующие моменты в процессе его колебаний вокруг центра масс. При наличии угловой скорости мгновенный угол атаки различен по длине аппарата, что создает некоторый дополнительный момент. Если производная этого момента по угловой скорости отрицательна, то момент демпфирующий, в противном случае - антидемпфирующий. Характеристики динамической устойчивости учитываются при проектировании летательного аппарата и его системы управления.

Траектории спуска и выбор параметров СА

Траектории спуска выбирают с учетом возможностей, создаваемых характеристиками СА, в пределах ограничений по перегрузкам и тепловым режимам, а также требований самой траектории спуска (заданный маневр, точность посадки). Указанные ограничения влияют на характеристики СА и на программы управления его движением. Рассмотрим эти вопросы применительно к задаче спуска с низких околоземных орбит (высоты 200 - 500 км).

Характер траекторий определяется прежде всего параметрами СА, основными из которых являются аэродинамическое качество К (см. формулу (3.3) и баллистический параметр

где m - масса СА.

В расчетах часто используют также параметры:

первый из которых (3.5) является величиной, производной от К и р х, а второй (3.6) характеризует нагрузку на мидель или крыло.

Приведенные параметры определяют соотношение между гравитационными и аэродинамическими силами и являются мерой эффективности или способности последних создавать в полете ускорения, так как

Таким образом, возможности формирования траекторий зависят от выбора аэродинамического качества и баллистического параметра, а управление движением - от их изменения в полете.

На траектории влияют и условия входа в атмосферу, под верхней границей которой (высотой входа) понимают высоту начала заметного влияния аэродинамических сил (100 - 120 км). К этим условиям относят скорость входа (для спуска с орбиты около 7,6 км/с) и угол наклона траектории, или угол входа, определяемые на указанной высоте.

Маневр на участке спуска может быть осуществлен с помощью изменения лобового сопротивления аппарата (коэффициента сопротивления или эффективной поверхности), но только в плоскости траектории, т. е. по дальности. Использование подъемных сил создает возможность маневра как по дальности, так и в боковом направлении.

В зависимости от аэродинамического качества различают следующие характерные виды спуска:

баллистический - без использования подъемных сил, как правило, без управления по дальности и с большим разбросом точек посадки (около ±300 км);

планирующий - с использованием подъемных сил; обычно под ним подразумевают спуск с аэродинамическим качеством (большим 0,7 -1), что создает широкие возможности по маневру и обеспечению точной посадки;

скользящий , или полубаллистический,- это планирующий спуск с малым аэродинамическим качеством (меньшим 0,3 - 0,5), позволяющим снизить перегрузки и обеспечить достаточно точную посадку, хотя и без широкого маневра; этот вид спуска используется на КК «Союз» и «Аполлон».

Перегрузки при с пуске - один из основных траекторных параметров - зависят в основном от аэродинамического качества и угла входа. Для снижения перегрузок, как видно из рис. 3.12, целесообразно увеличение аэродинамического качества до 0,3 - 0,5 (его дальнейшее повышение влияет слабо), а угол входа не должен превышать 2 - 3°.

Тепловые потоки , воздействующие на поверхность С А, зависят от аэродинамического качества и угла входа в атмосферу (рис. 3.13). Для улучшения тепловых режимов важно, чтобы торможение происходило в верхних слоях атмосферы для максимального снижения скорости до наступления пика теплового потока. Это реализуется при баллистическом спуске за счет увеличения аэродинамического сопротивления и снижения нагрузки на мидель, а для СА с большим аэродинамическим качеством - за счет увеличения угла атаки (роста коэффициентов сопротивления и подъемной силы) и снижения нагрузки на несущую поверхность. При скользящем спуске высокий коэффициент сопротивления обеспечивает тупая форма СА, а угол атаки, несколько снижая этот коэффициент, создает подъемную силу.

Во всех случаях в начальной фазе спуска с точки зрения улучшения тепловых режимов важен не режим максимального качества, а максимально возможный рост коэффициентов сопротивления и подъемной силы или снижение нагрузки на характерную площадь.

Переносимость перегрузок при оптимальной позе человека обеспечивается вплоть до значений 25 - 27 ед. (максимальная по траектории спуска величина со временем действия до 5 - 10 с), а работоспособность до 15 ед. Для обеспечения относительного комфорта экипажа и уверенного контроля им полета перегрузки не должны превышать 4 - 6 ед.

Выбор параметров СА определяется прежде всего требованиями по обеспечению переносимости перегрузок, но маневру и точности посадки и по разработке тепловой защиты.

Задача надежного возвращения экипажа на Землю наиболее просто решается путем баллистического спуска с орбиты, при котором перегрузки не превышают 10 ед., а при спасении на участке выведения - 25 ед., т. е. лежат в пределах переносимых значений. Если исходить из обеспечения работоспособности экипажа, аэродинамическое качество должно соответствовать 0,15 - 0,2 при штатном спуске и 0,3 при аварийном с уровнем перегрузок 4 - 5 и 15 ед. соответственно. При этом в случае управляемого спуска с орбиты при располагаемом аэродинамическом качестве 0,3 (с запасом на управление) обеспечивается посадка с достаточной точностью (отклонение в пределах десятков километров). Из условий теплообмена в двух названных видах спуска целесообразно снижение баллистического параметра. Увеличение в этих целях поверхности СА (уменьшение нагрузки на мидель) ведет к неоправданным затратам массы. Более рационально повышение коэффициента сопротивления, что прослеживается в проектах всех разработанных кораблей.

В случаях когда задан специальный маневр на участке спуска, необходимо повышение аэродинамического качества, которое при требовании межвиткового маневра (боковое отклонение 2000 - 2500 км, например, для посадки в одной точке с трех смежных витков) должно быть около 1,5. В то же время повышение аэродинамического качества, способствуя улучшению переносимости перегрузок и точности посадки, ведет к росту массы тепловой защиты, а при развитых несущих поверхностях и к росту массы конструкции. Это сдерживает выбор аэродинамического качества выше значения, необходимого для решения задач спуска.

Способ управления движением определяется принятым методом регулирования подъемной силы в полете. Балансировочный угол атаки и аэродинамическое качество можно изменять (см. рис. 3.11) поперечным смещением центра тяжести за счет передвижения больших масс внутри СА (для «Союза» около 150 кг), что нерационально. При использовании в тех же целях реактивных двигателей непомерно возрастают расходы топлива, а создание аэродинамических рулей эффективно только для крылатых схем.

Широкое распространение получил способ управления путем разворотов СА по крену при постоянном балансировочном угле атаки, не требующий больших управляющих моментов. При нулевом угле крена подъемная сила направлена вверх в плоскости траектории, а при повороте отклоняется в сторону, изменяя вертикальную составляющую, что обеспечивает управление по дальности. Изменение горизонтальной составляющей, включая перевод аппарата с правого на левый крен и наоборот, используется для управления в боковом направлении. Этот способ применяется и в нештатных ситуациях. Так, при отказе системы управления подъемная сила может оказаться направленной вниз, что приведет к недопустимому возрастанию перегрузок, исключить которое можно вращением аппарата по крену (режим закрутки). В этом случае среднее значение подъемной силы равно нулю, т. е. идет баллистический спуск.

Управление при спуске необходимо для того, чтобы движение шло по принятой траектории с заданной точностью. Источниками отклонения траектории от расчетной могут быть ошибки в условиях входа (угол, скорость, координаты), случайные изменения плотности атмосферы и ветровые воздействия, ошибки в определении аэродинамических характеристик и другие факторы. Система управления опирается на измерения текущих траекторных параметров и определяет по ним управляющие воздействия, реализуемые через принятый способ управления (развороты по крену); на точность ее работы влияют инструментальные и методические погрешности.

Схема спуска с малым аэродинамическим качеством, используемая на КК «Союз», который всегда приземляется на территории СССР, начинается с ориентации КК для торможения. В расчетной точке над Атлантическим океаном двигательная установка сообщает КК тормозной импульс 100-120 м/с, после чего дальнейшее движение происходит по переходному эллипсу с углом входа около 1,5° с сохранением ориентации. После разделения КК его СА разворачивается так, чтобы в прогнозируемой точке входа в атмосферу угол атаки соответствовал балансировочному, а угол крена (около 45°) обеспечивал бы расчетное эффективное качество. При появлении аэродинамических сил (перегрузка около 0,04 ед.) начинается управление движением, при этом развороты по крену и демпфирование колебаний по тангажу и рысканью осуществляются с помощью микрореактивных двигателей. Максимальные перегрузки при спуске лежат в диапазоне 3 - 4 ед., а время полета от входа до высоты 9,5 км (ввод парашюта) составляет около 10 мин.

В нештатных ситуациях предусмотрен переход на баллистический спуск"(перегрузки до 9 ед.) путем закрутки СА по крену с угловой скоростью 12,5 град/с. Спускаемый аппарат статически устойчив в круговом смысле и способен прийти к расчетному углу атаки даже при нарушении начальной ориентации.

Спуск при входе в атмосферу со второй космической скоростью

Скорость подлета к Земле при возвращении от Луны близка ко второй космической, а в межпланетных полетах превышает ее. При этих условиях возможен переход на низкую околоземную орбиту с последующим спуском, что невыгодно в энергетическом смысле, поэтому более практична схема прямого входа в атмосферу со второй космической скоростью. Такая схема была принята для КК-станций «Зонд» и КК «Аполлон».

Коридор входа (рис. 3.14) представляет собой зону между двумя предельно допустимыми траекториями входа, из которых верхняя определяется по условию захвата СА атмосферой с исключением полета по промежуточной орбите (первое погружение должно привести к скорости, меньшей первой космической), а нижняя - по перегрузкам, принятым как предельно допустимые. Границы коридора входа выражаются через высоты условного перигея или углы входа.

Аэродинамическое качество при управляемом спуске позволяет расширить коридор входа и повысить точность посадки. Схема движения строится так, что при верхних отклонениях по высоте подъемная сила прижимает СА к Земле, вводя его в нужный коридор траекторий, а в случае крутого входа поднимает траекторию вверх, предотвращая чрезмерный рост перегрузок. Кроме того, аэродинамическое качество может быть направлено на выполнение маневров по дальности и в боковом направлении. Так, при разработке КК-станций «Зонд» задача посадки на территорию СССР при трассах, проходящих через Индийский океан с юга на север, решалась практически только с использованием аэродинамического качества для достижения нужной дальности полета и приемлемой точности посадки.

При входе в атмосферу со второй космической скоростью достаточно аэродинамическое качество в пределах 0,3 - 0,5; для СА КК-станции «Зонд» оно было принято равным 0,3, а коридор входа - равным 20 км по высоте условного перигея (средння высота 45 км) с учетом ограничений по резервному баллистическому спуску.

Траектории спуска при входе в атмосферу в пределах принятого коридора входа имеют два характерных участка: первое погружение, когда скорость снижается до значения, меньшего чем первая космическая, и второе погружение, мало отличающееся от спуска с орбиты, причем при крутых траекториях участки сливаются. Кривые перегрузок по времени имеют два пика, соотношение между которыми изменяется в зависимости от начальных условий. Средний уровень перегрузок 5 - 7 ед., а при резервном баллистическом спуске - 15 - 16 ед. При управлении дальностью полета принципиальное значение имеет формирование траектории при выходе из первого погружения (или на этапе снижения скорости до первой космической); например, для СА станции «Зонд» повышение угла выхода нам давало увеличение дальности на 2500 км. Управление на втором погружении малоэффективно, и при К = 0,3 обеспечивается в пределах ±350 км.

Тепловая защита работает в существенно более напряженных условиях, чем при спуске с орбиты (см. раздел 3.3), что вызывает повышение к ней требований и увеличение ее массы на 20-30%. При разработке тепловой защиты необходимо учитывать наличие двух пиков нагрева и фактор частичного охлаждения конструкции в интервале времени между ними.

Форма СА

Для КК «Восток» были приняты сферическая форма и баллистический спуск. Особенностью сферической формы является то, что суммарная аэродинамическая сила всегда проходит через геометрический центр, и на всех режимах полета уверенно обеспечивается статическая устойчивость СА. Для КК «Меркурий», также снижавшихся по баллистической траектории, была принята форма с передним сферическим сегментом, боковой конической поверхностью (полуугол конуса 20°) и цилиндром в хвостовой части (см. рис. 3.7, а). Аналогичную форму имела и возвращаемая капсула КК «Джемини», но путем смещения центра тяжести она была сбалансирована на угле атаки, соответствовавшем аэродинамическому качеству около 0,2.

В процессе подготовки к работам по кораблю «Союз» в нашей стране были проведены проектно-теоретические исследования СА различных форм и их возможностей, направленные на поиск наиболее рациональных методов спуска и приземления. Рассматривались СА баллистического спуска и с аэродинамическим качеством в широком диапазоне, включая крылатые схемы, а также изучались особенности вертикального и горизонтального (самолетного) способов посадки. Исследования показали необходимость управления движением в атмосфере, достаточность аэродинамического качества около 0,3 как для спуска с орбиты, так и для входа в атмосферу со второй космической скоростью, нерациональность использования в целях возвращения экипажа на Землю крылатых схем в силу больших потерь масс на их реализацию. В результате исследований для КК «Союз» был принят управляемый спуск с малым аэродинамическим качеством и вертикальный способ посадки. Анализ вариантов аэродинамической компоновки завершился выбором формы спускаемого аппарата типа «фара» (рис. 3.15,а), передняя поверхность которой представляла собой сферический сегмент, а коническая боковая плавно переходила в донную полусферу. При этом было решено балансировочный угол атаки обеспечивать весовым эксцентриситетом, а управление движением - разворотами по крену. Одновременно был работай способ перехода в баллистический спуск путем крутки СА.

Аналогичные принципы были независимо разработаны американскими специалистами и положены в основу решений по спуску КК «Аполлон». Форма его командного отсека (рис. 3.15,6) также имела переднюю сегментальную поверхность и боковой конус, но с увеличенным углом полураствора, и обеспечивала аэродинамическое качество около 0,45. Спускаемые аппараты КК «Союз» и «Аполлон» относятся к аппаратам малого аэродинамического качества.

Осесимметричные формы с передним сферическим сегментом получили название сегментальных. Наиболее характерным примером их применения является СА кораблей «Союз» и «Аполлон». У них радиус кривизны переднего сегмента (см. рис. 3.15) примерно равен диаметру миделя, что обеспечивает при сверхзвуковых скоростях высокий коэффициент сопротивления и хорошую статическую устойчивость при балансировочных углах атаки, но существенно отличаются формы боковой и донной поверхности. Малый угол полураствора конуса СА корабля «Союз» в сочетании с развитой верхней сферической поверхностью дает высокий коэффициент объемного заполнения (отношение объема в степени 2/3 к площади миделя) и позволяет получить круговую статическую устойчивость. Форма СА корабля «Аполлон», проигрывая в этом плане, имеет затененную боковую поверхность, что повышает аэродинамическое качество и улучшает условия защиты от нагрева. Обе формы СА проверены при спусках с первой и второй космическими скоростями и подтвердили рациональность их применения.

Основные варианты аппаратов для спуска в атмосфере, типы их форм и особенности приведены в табл. 3.1.

Тепловая защита

Для защиты СА от аэродинамического нагрева применяются твердые материалы, достаточно стойкие к тепловому и механическому воздействию потока и образующие вместе с тепловой изоляцией внешний слой конструкции СА; этот слой называют тепловой защитой , а материалы - теплозащитными .

Среди возможных вариантов тепловой защиты следует назвать излучательные системы, системы с теплопоглощением и абляционные системы. Излучательные системы основаны на применении внешней тонкой оболочки из высокотемпературного материала, которая, будучи нагретой, излучает в пространство тепло, уравновешивающее поток тепла от аэродинамического нагрева. Максимальная допустимая рабочая температура материала оболочки ограничивает условия применения тепловой защиты по поступающему потоку тепла. Защита такого типа была использована на КК «Меркурий», боковая коническая поверхность которого была покрыта черепицей из никель-кобальтового сплава толщиной 0,4 - 0,8 мм со слоем теплоизоляции под ней.

Системы с теплопоглощением не только излучают тепло, но и накапливают его в материале, теплоемкость которого должна быть высокой, а слой толстым. Такая система применялась на КК «Меркурий» в более теплонапряженной зоне на боковой цилиндрической поверхности с использованием пластин из бериллия толщиной около 5,5 мм.

Абляционные системы (абляция - потеря массы при нагреве) допускают разрушение внешнего слоя и частичный унос массы тепловой защиты. Происходящие при этом процессы сложны и зависят от применяемого материала. При использовании органического пластика его внешний слой под воздействием тепла подвергается пиролизу, в результате чего появляется коксовый остаток и выделяются газообразные продукты. С течением времени коксовый слой увеличивается и зона разложения опускается в глубину материала. При разложении пластика поглощается значительная часть поступающего тепла, образующиеся газы вдуваются через пористый остаток в пограничный слой, деформируя его. и снижая конвективный поток, а высокотемпературный коксовый слой, кроме того, излучает тепло. Процесс сопровождается уносом части коксового слоя из-за механического воздействия со стороны потока и догоранием газообразных продуктов. Теплоизоляция корпуса СА обеспечивается непрококсованным слоем абляционного материала и слоем легкого теплоизолятора, если он установлен под первым.

Применяют комбинированные и сублимирующие абляционные материалы. В первом случае в материал вводится наполнитель (например, стеклянный), который усиливает коксовый слой, а на поверхности плавится и частично испаряется. Материалы такого рода имеют повышенную плотность и прочность. Сублимирующие материалы (например, типа фторопласта) не образуют коксового остатка, при нагреве переходят из твердой фазы в газообразную и имеют относительно низкую температуру сублимации и малый теплоотвод излучением.

Абляционные материалы применялись для лобовых теплозащитных экранов всех СА, а также на боковой поверхности СА всех отечественных КК и американского КК «Аполлон». В частности, на спускаемом аппарате КК «Союз» лобовой щит выполнен из абляционного материала с наполнителем в виде асбестовой ткани, а боковая теплозащита представляет собой трехслойный пакет из сублимирующего материала типа фторопласта, плотного абляционного материала типа стеклотекстолита, создающего прочную оболочку, и теплоизолятора в виде волокнистого материала с легкой связующей пропиткой. При этом поперечные срезы теплозащиты (люки, стыки и т. д.) закрыты окантовками из плотного абляционного материала. Такая теплозащита проста по конструкции и технологична.

На КК «Аполлон» использовался абляционный материал, которым заполнялась сотовая конструкция на основе стеклоткани, приклеенная к корпусу СА.

Толщина тепловой защиты по поверхности СА, как правило, неравномерна и выбирается с учетом распределения тепловых потоков и заданной температуры корпуса СА. Так, на КК «Аполлон» толщина защиты лежит в диапазоне от 8 до 44 мм.

В конструкции теплозащиты должны учитываться свойства материалов в части линейных расширений при нагреве.

Компоновочная схема

Целью разработки компоновочной схемы является рациональное размещение экипажа, оборудования и основных элементов конструкции в рамках выбранной для СА формы при условии выполнения требований по его центровке и минимизации массы, функциональных требований и ограничений, а также решения вопросов технологичности и эксплуатации (агрегатирование, доступ к оборудованию и т. п.). В процессе поиска компоновочной схемы определяются или уточняются геометрические размеры СА и детали его аэродинамической компоновки.

В качестве примера рассмотрим основы построения компоновочной схемы спускаемого аппарата КК «Союз». Как известно, наилучшая переносимость перегрузок обеспечивается при их воздействии в направлении «грудь - спина» при угле 78° между линией спины и вектором силы. Поэтому с учетом отклонения суммарной аэродинамической силы (см. рис. 3.10) кресла по линии спины установлены под углом 70° к оси СА. Они имеют индивидуальные ложементы, привязную систему и амортизатор, снижающий перегрузки при приземлении, движение вдоль которого (рабочий ход 250 мм) сопровождается поворотом кресла вокруг шарнира, расположенного в районе ног космонавта (рис. 3.16). Перед посадкой амортизатор «взводится» (поднимая кресло в верхнее положение), чем подготавливается к работе. При выбранной позе космонавта обеспечивается переносимость и всех других перегрузок в полете (работа РН, ввод в поток парашютов и т. д.).

При наличии двух обитаемых отсеков СА должен иметь минимальные размеры (см. раздел 3.4), причем определяющим в этом отношении является диаметр корпуса в зоне установки кресел. КК «Союз» проектировался как трехместный, и наиболее компактной оказалась схема размещения кресел «веером» (см. рис. 3.16). Между креслами вдоль образующей конической поверхности по соображениям центровки были установлены два контейнера парашютных систем; при высокой плотности укладки (0,5 - 0,6 кг/л) и большой массе они способствуют созданию нужного бокового смещения центра тяжести СА. На основе такой схемы и с учетом возможностей размещения оборудования в подкресельной зоне и на стенках кабины был определен (как минимально допустимый) и принят диаметр металлического корпуса СА, равный 2 м.

В спускаемом аппарате КК-«Союз» перед космонавтами, находящимися в креслах, установлена центральная приборная доска (см. рис. 3.16), по краям которой размещены командно-сигнальные устройства, ниже приборной доски - оптический прибор для наблюдения при стыковке и для ручной ориентации КК, а справа и слева от кресел - обзорные иллюминаторы; ручки управления установлены на центральном кресле. Основная часть оборудования размещена на приборных рамах переднего днища, на котором также установлены двигатели мягкой посадки, закрытые при спуске лобовым щитом, сбрасываемым на участке парашютирования. Парашютные системы уложены в герметичных контейнерах и вводятся в поток при сбросе их крышек. Спускаемый аппарат имеет быстрооткрывающийся люк, в тепловой защите которого смонтирована щелевая антенна. Реактивные двигатели малых тяг и питающие их баки с однокомпонентным топливом установлены снаружи гермоконтура.

В двухместном КК «Союз» на месте левого кресла устанавливается рама с баллонами и арматурой для подачи воздуха в скафандры в случае разгерметизации КК.

В орбитальном полете СА и орбитальный отсек соединены между собой, а их стык уплотнен так, что образуется единый гер-моконтур. Перед спуском они разделяются с помощью пироуст-ройств. С переходным отсеком (см. рис. 3.8) СА связан металлическими стяжками, проходящими через лобовой щит, внешние концы которых при разделении КК освобождаются пирозамками переходного отсека.

Выбор компоновочной схемы и размеров СА космического корабля «Союз» был подчинен требованию максимальной компактности, что делало инженерный поиск особенно сложным. Опыт эксплуатации КК подтвердил рациональность принятых решений и соответствие технических характеристик СА задачам полетов.

Cтраница 1

Спускаемый аппарат был оборудован приводным радиомаяком, который включался после посадки и облегчал обнаружение спускаемого аппарата.  

Спускаемый аппарат Венеры 13 проработал 124 мин.  

Спускаемый аппарат космического корабля приближается к поверхности планеты по вертикали с постоянной скоростью, передавая на борт корабля данные о наружном давлении.  

Спускаемый аппарат космического корабля массы m 800 кг, который опускается на Землю вертикально, должен быть заторможен так, чтобы его посадочная скорость была равна.  

Затупленная форма спускаемых аппаратов, первоначально выбранная из-за меньшего нагрева аппаратов подобной формы при баллистическом входе в атмосферу, теперь детально исследуется применительно к полетам с подъемной силой, возникающей при движении аппарата под углом атаки. Особенно выгоден планирующий спуск при скоростях входа, больших или равных второй космической.  

ТЕПЛОВАЯ ЗАЩИТА спускаемого аппарата - часть наружной оболочки спускаемого аппарата (СА), предохраняющая конструкцию и обеспечивающая заданный температурный режим внутр.  

Рассмотрим класс спускаемых аппаратов, по форме близких к сфере или тонкому конусу.  

Запуск Венеры-7, спускаемый аппарат которой достиг поверхности планеты 15 декабря 1970 г. и в течение 35 мин нередавал бесценную научную информацию, несомненно, одно из самых значительных достижений отечественной космонавтики и всей советской науки. Веиерой-7 была измерена температура в месте посадки. Давление окааалось равным примерно 90 ат. Газ при таком давлении примерно в 60 раз плотнее воздуха у поверхности Земли.  

Определим сначала скорость спускаемого аппарата.  

При разработке неуправляемых спускаемых аппаратов, как правило, стремятся обеспечить динамическую симметрию и придать им внешнюю осесимметричную форму. Обычно возникает малая асимметрия, которая приводит к тому, что колебательное движение оси симметрии тела относительно набегающего потока и вращательное движение тела вокруг оси симметрии становятся взаимозависимыми. Если частоты указанных движений относятся как целые простые числа, то возникает резонанс. Резонансы, сохраняющиеся в течение достаточно большого промежутка времени, могут привести к значительным возмущениям параметров траектории спуска в атмосфере: увеличению амплитуды колебаний угла атаки, росту перегрузки, раскрутки аппарата вокруг его продольной оси и другим нежелательным последствиям.  

Вследствие высокой стоимости спускаемого аппарата конструкции из композитов, обеспечивающие снижение массы, требуют наибольших вложений и ранее испытывались при больших скоростях, чем в случае обычных летательных аппаратов. Космические капсулы и ракеты начального периода имели носовые обтекатели, кожухи и теплозащитные экраны, изготовленные из абляционных материалов, стойких к воздействию высокой температуры. Для многих ракетных сопл также используют абляционные конструкции. В оригинальной разработке командного модуля ракеты Аполлон и прибора для контроля космической среды многие виды композитов были использованы внутри и вне кабины. После трагического пожара на корабле Аполлон использование композитов внутри кабины резко сократилось и были приняты меры по замене их на негорючие материалы.  

Внешняя геометрическая компоновка неуправляемых спускаемых аппаратов, совершающих на большей части траектории полет в атмосфере с гиперзвуковой скоростью, как правило, описывается несложной комбинацией элементарных пространственных тел.  

Требуется определить, стоит ли спускаемому аппарату стартовать с корабля или нет. Ответ должен быть отрицательным, если точка (u, v) лежит внутри многоугольника, составляющего лабиринт.  

Схема радиолокационной съемки с космического аппарата. J - линии равных запаздываний (концентрические окрунр ности с центром под спутником и равных доплеровскит емеше ний (гиперболы в диаграмме направленности антенны бокового обзора. 2 - след диаграммы направленности антенны радиовысотомера.| Радиолокационное изображение района гор Максвелла ва Венере, полученное космическими аппаратами Венера-15, Венера-16. Вверху приведен высотный профиль поверхности по трассе, отмеченной белой линией (отсчет высоты ведется от центра планеты. Изображенный фрагмент поверхности имеет длину 1100 км, ширину 150 км.

Движение космического корабля в плотных слоях атмосферы Земли, подлетающего к Земле из межпланетного пространства со второй космической скоростью, создает свои проблемы. Это прежде всего недопустимые для членов экипажа перегрузки. Защитить такой корабль от тепловой нагрузки также непросто.

Торможение советских межпланетных автоматических станций серии «Зонд» и «Луна», а также американских обитаемых космических кораблей «Аполлон» при возвращении их из дальнего космоса и спуске на Землю оказалось возможным производить без опасности перегрева и без больших перегрузок при двукратном их нырянии в атмосферу Земли. Воздушный океан, окружающий нашу планету, в какой-то мере похож на водный океан, поэтому и применяют такой термин, как «ныряние», что означает вход космического корабля в атмосферу. В первом нырянии корабль входит на какую-то глубину в атмосферу, а затем опять выходит из нее в космическое безвоздушное пространство.

Разберемся, почему космический корабль при подлете к Земле со второй космической скоростью должен делать два ныряния в воздушный океан. Если бы космический корабль, имея скорость 11,2 км/сек, сразу вошел в атмосферу и двигался в ней по крутой траектории, он бы сильно нагрелся и в нем возникли бы большие перегрузки. При крутой траектории корабль быстро бы достиг нижних, плотных слоев атмосферы, где разогревание происходит очень быстро. Если же траекторию полета корабля выбрать очень пологой, так, чтобы он длительное время двигался в разреженных слоях атмосферы, т. е. высоко над Землей, он, возможно бы, и не сгорел, но зато воздух внутри кабины сильно перегрелся бы. Температура в кабине стала бы настолько большой, что не только для экипажа, но и для приборов, установленных на корабле, она была бы неприемлемой.

Рис. 18. Посадка космического корабля, подлетающего к Земле со второй космической скоростью, с использованием тормозящего действия атмосферы Земли.

Тогда и родилось такое решение - космический корабль входит в атмосферу, пронизывает ее (см. рис. 18) и снова выходит в космическое пространство, т. е. в пространство, где нет воздуха. Пролетев какое-то время в атмосфере, корабль, конечно, уменьшит скорость. Путь корабля в воздухе в первом его нырянии делают таким, чтобы корабль, вылетев обратно в космос, имел скорость несколько меньшую первой космической. Снова попав в космическое пространство, корабль будет охлаждаться, так как его раскаленная наружная поверхность будет излучать тепло. Затем он снова входит в атмосферу, т. е. делает второе ныряние, но уже со скоростью меньшей, чем первая космическая. После второго входа в атмосферу корабль будет двигаться к Земле так же, как при возвращении из орбитального полета вокруг Земли.

Рис. 19. «Коридор торможения» космического корабля в атмосфере.

Как космический корабль, имеющий вторую космическую скорость, должен входить в атмосферу, т. е. выполнять первый нырок, чтобы не сгореть, и в то же время уменьшить скорость движения с 11,2 км/сек до первой космической? Полеты обитаемых космических кораблей показали, что вход в атмосферу со второй космической скоростью будет безопасным при условии, если космический корабль пройдет в атмосфере по очень узкому коридору, не отклоняясь ни в ту, ни в другую сторону (см. рис. 19). Для кораблей серии «Аполлон» этот коридор имеет ширину всего лишь 40 км. Это очень узкий коридор, если учесть, что к нему приближается космический корабль со скоростью 46 320 км/ч, с расстояния примерно 300 000 км. Ну, а если космический корабль пройдет ниже границы этого коридора или выше, что можно ожидать в таком случае?

Если корабль пройдет ниже установленной границы коридора входа, он слишком глубоко войдет в плотные слои атмосферы. Двигаясь длительно в плотных слоях воздушной оболочки Земли, он перегреется и может сгореть. Пройдя над верхней границей коридора, космический корабль пронижет слишком малый слой атмосферы, к тому же и сильно разреженный, поэтому затормозится меньше, чем следует. После вылета в безвоздушное пространство корабль будет иметь скорость меньшую, чем вторая космическая, но большую, чем первая космическая. В этом случае, как мы уже говорили, траекторией движения корабля будет сильно вытянутый эллипс. Опасно войти в коридор ниже допустимой границы, но и вход выше границы также небезопасен. Ведь, перед тем как корабль входит в атмосферу, от него с целью уменьшения веса отбрасывается почти все, остается только спускаемый аппарат, в котором имеется лишь самое необходимое для поддержания жизнедеятельности экипажа на время, в течение которого продолжается спуск корабля на Землю. А сколько времени может летать космический корабль по вытянутому эллипсу вокруг Земли? Ведь тормозить его теперь, чтобы заставить вновь войти в плотные слои атмосферы, нечем, топливо израсходовано, двигатель отброшен. Корабль может двигаться по такой траектории неопределенно долгое время. А на его борту очень ограниченные запасы кислорода, необходимого для дыхания, воды для питья, пищи, источников электроэнергии.

Итак, после того как космический корабль затормозится до скорости, несколько меньшей первой космической, он начинает снижаться, падая на Землю. Выбором соответствующей траектории полета в атмосфере можно обеспечить возникновение перегрузок не выше допустимой величины. Однако при спуске стенки корабля могут и должны разогреваться до очень высокой температуры. Поэтому безопасный спуск в атмосфере Земли возможен лишь при наличии на наружной обшивке спускаемого аппарата специальной теплозащиты. Как предупредить нагревание тела выше допустимой величины, если оно находится под воздействием очень мощного источника тепла?

Если поставить на газовую плиту чугунную сковороду и нагревать ее, она накалится до очень высокой температуры, может стать красной или даже белой, излучая при этом тепло и свет. Но попробуйте нагреть сковороду еще больше. Сколько бы ни держали сковороду на газовой плите, поднять ее температуру выше определенной не удастся. Наступит такое состояние, при котором тепло, поступающее от газовой плиты к сковороде, уже не сможет изменить температуру последней. Почему? Ведь и сковороде непрерывно подводится тепло, и она должна бы нагреться до более высокой температуры и в конце концов расплавиться. Однако этого не происходит по следующей причине. Нагретый металл не только получает тепло от газовой плиты, но, нагревшись до высокой температуры и раскалившись до красного или белого цвета, он и сам путем лучеиспускания отдает тепло окружающему воздуху. При определенной температуре металла наступает равновесие между количеством тепла, передаваемого металлу, и тем теплом, которое он излучает в окружающее пространство. Металл как бы сам создает теплозащиту для себя, благодаря которой он не нагревается выше определенной температуры при данном источнике тепла.

Подобный тип теплозащиты принципиально можно применить и в космических кораблях. На лобовой части спускаемого аппарата можно установить тепловой экран из очень тугоплавкого металла, который не теряет механической прочности при нагревании до высоких температур. Раскаленная металлическая плита (тепловой экран) и будет служить теплозащитой спускаемого аппарата от воздействия раскаленных газов атмосферы.

Другой способ теплозащиты спускаемых аппаратов состоит в применении так называемых экранов с отпотеванием. В жаркую погоду человек сильно потеет. Почему?

Потому что организм для защиты от перегрева применяет очень эффективный способ - он выделяет через поры кожи влагу. Влага с поверхности кожи испаряется, на что требуется затрата тепла (напомним, испарение 1 кг воды требует затраты 560 ккал тепла). Таким образом, все излишнее тепло, которое в жаркую погоду подводится к нашему телу, затрачивается не на нагревание организма, а на испарение с поверхности кожи влаги, выделяющейся в виде пота. Насколько такой способ отвода излишков тепла эффективен, можно судить по тому, что температура тела человека практически остается постоянной (36,5°С) при изменении окружающей температуры воздуха в широком интервале (вплоть до 60°С).

По такому же принципу может работать теплозащитное устройство спускаемого аппарата, представляющее собой экран с отпотеванием. На лобовой части можно установить толстый металлический лист, имеющий множество мелких отверстий, через которые на поверхность листа подается какая-либо жидкость. Лучше всего для этой цели использовать воду, так как она обладает высокой теплотой испарения. Поступающая через поры-отверстия влага будет испаряться, на что расходуется тепло, поступающее от раскаленных газов атмосферы.

Тепловые экраны и экраны с отпотеванием пока не используются. Во всех аппаратах, возвращающихся на Землю после космического полета, применяется другой способ защиты от тепловых потоков, который называется абляционным. Он оказался наиболее простым, надежным и эффективным. Давайте выясним, что означает его название - абляционный. В одном слове - абляция, объединяются названия сразу нескольких процессов. Какие же это процессы? Мы знаем, что плавление твердого тела сопряжено с поглощением тепла. Всем хорошо известно, что если кастрюлю со снегом поставить на огонь и в снег поместить термометр, то он будет показывать, что температура образующейся от плавления снега воды будет около 0° С до тех пор, пока весь снег не растает (не расплавится). В этом процессе все тепло затрачивается на расплавление снега. Известно, что испарение жидкости также сопряжено с поглощением тепла. Опустите термометр в кипящую воду, он покажет температуру 100°С. Как бы долго ни нагревать кипящую воду, температура ее будет оставаться 100°С, пока вся вода не выкипит.

Вам, конечно, приходилось покупать мороженое. Не только зимой, но и летом оно бывает твердым и холодным, сильно замороженным. Замораживают его с помощью так называемого сухого льда. Сухим его называют потому, что при его нагревании не образуется жидкости, как при нагревании обычного льда. Сухой лед - это углекислый газ, который довели до твердого состояния, охладив до температуры - 78° С. Твердый углекислый газ обладает замечательным свойством: при нагревании он не тает, а испаряется, т. е. переходит из твердого состояния в газообразное, минуя жидкую фазу. Такой процесс, при котором вещество из твердого состояния переходит сразу в газообразное, называют сублимацией. Свойством сублимировать обладает не только твердый углекислый газ, но и целый ряд других веществ.

Есть ли что-нибудь похожее в процессах плавления и кипения, с одной стороны, и в процессе сублимации - с другой? Есть. Характерным для процессов кипения и плавления является постоянство температуры. Сублимация также происходит при неизменной температуре. Твердый сухой лед, как его ни нагревай, всегда будет иметь температуру - 78°С. Все тепло, которое будет к нему подводиться, затрачивается на его сублимирование, т. е. образование паров из твердого вещества. Очевидно, если твердый углекислый газ вначале расплавить, т. е. перевести в жидкое состояние (а это можно сделать при определенных условиях), а затем жидкость испарить, то общее количество тепла, которое затрачивается на плавление, а затем на испарение, будет равно теплу, которое пришлось бы затратить, превращая твердый углекислый газ непосредственно в газообразное состояние. Другими словами, теплота сублимации для данного вещества равна сумме теплот испарения и плавления. Следовательно, теплота сублимации вещества всегда больше теплоты его плавления или испарения, взятых отдельно. Мы уже подошли к тому, чтобы дать определение термину «абляция».

Если на наружную поверхность спускаемого аппарата нанести слой какого-либо вещества, которое при нагревании его в процессе спуска аппарата в плотных слоях атмосферы будет плавиться, или испаряться, или сублимировать, или, наконец, сильно разогреваться, то оно потеряет механическую прочность и потоком воздуха небольшими кусочками будет сноситься с поверхности космического объекта. Эти процессы сопровождаются поглощением тепла, которое отнимается от поверхности спускаемого аппарата. Абляцией и называют этот процесс уноса вещества в твердом, жидком или газообразном виде с поверхности какого-либо тела, подвергающегося нагреванию.

Каким же основным требованиям должны удовлетворять абляционные материалы? Требования к абляционным теплозащитным материалам определяются, во-первых, их назначением - отводить как можно больше тепла при минимальном расходе массы вещества, а во-вторых, теми условиями, в которых находится теплозащитный материал перед тем, как он начинает выполнять свое основное назначение.

Спускаемый аппарат.до начала спуска на Землю находится в космическом пространстве. При орбитальном полете температура наружной оболочки космического корабля может меняться в пределах от +95° С на стороне, освещенной Солнцем, до - 180°С на теневой стороне. Совершая полет в космическом пространстве, корабль неоднократно меняет свое положение относительно Солнца, поэтому его стенки то нагреваются, то охлаждаются. К чему это может привести? Попробуйте налить в обычный стакан кипяток. Стакан треснет. Резкое изменение температуры тела, обладающего большим коэффициентом термического расширения и малой теплопроводностью, приводит обычно к такому явлению. Следовательно, для того чтобы теплозащитное покрытие, находясь в космосе, не растрескивалось от резкого перепада температур, оно должно обладать минимальным термическим коэффициентом расширения, т. е. при нагревании не сильно увеличиваться в размерах, а при охлаждении, наоборот, не сильно уменьшаться.

Мы уже говорили, что космическое пространство - это чрезвычайно глубокий вакуум (практически абсолютный). Вакуум способствует выделению из вещества летучих составляющих. В теплозащитном покрытии летучие вещества должны отсутствовать, иначе при длительном нахождении в космическом пространстве теплозащитное покрытие может изменить свой состав, а следовательно, механические и другие свойства.

В космосе кораблю довольно часто приходится встречаться с роями мельчайших частиц - метеорной пылью. Удары этих мельчайших частиц не могут вызвать механическое разрушение теплозащитного покрытия, однако материал покрытия может получить повреждения от трения таких частиц. Поэтому он должен обладать высокой износоустойчивостью, т. е. быть мало чувствительным к абразивному действию метеорного вещества. В космическом пространстве теплозащитное покрытие будет подвергаться также действию и космических лучей, и радиации, и ряда других факторов.

Воздействие всех факторов космического пространства на теплозащитное покрытие в течение запланированного времени полета корабля не должно сильно изменить его свойства. Во всяком случае теплозащитный материал должен сохранять свои свойства в такой мере, чтобы выполнить свое назначение - обеспечить безопасный спуск спускаемого аппарата на Землю. Основные требования к теплозащитным материалам, конечно, обуславливаются условиями их работы во время спуска при прохождении спускаемым аппаратом плотных слоев атмосферы, где он подвергается как механическому, так и тепловому воздействию. В первую очередь теплозащитные материалы должны обладать большой теплотой уноса (ее называют эффективной энтальпией). Это значит, что с поверхности теплозащитного покрытия масса веществ уносится при подводе к нему большого количества тепла. Ценность теплозащитных материалов главным образом и определяется величиной эффективной энтальпии. Чем больше величина эффективной энтальпии, тем лучше теплозащитный материал.

Понятно, конечно, почему эта величина так важна. Ведь чем выше эффективная энтальпия вещества, из которого изготовлено теплозащитное покрытие, тем меньше по массе при прочих равных условиях его потребуется нанести на поверхность спускаемого аппарата. А какое имеет значение масса для объектов, поднимаемых в космос, мы уже видели. К тому же следует иметь в виду и то обстоятельство, что теплозащитное покрытие по массе составляет иногда до 50% всей массы спускаемого аппарата.

Эффективная энтальпия - главный показатель качества теплозащитного материала, но не единственный. Теплозащитное покрытие должно выдерживать большие механические нагрузки, иначе оно может разрушиться под действием набегающего на аппарат потока воздуха. Наконец, теплозащитные материалы должны обладать малой теплопроводностью. Тепло от спускаемого аппарата необходимо отводить для того, чтобы внутри его, где находится экипаж и необходимые приборы, температура не повышалась выше допустимой величины. Температура же внутри спускаемого аппарата определяется тем количеством тепла, которое пройдет извне, через его оболочку, т. е. теплопроводностью стенки аппарата и, в частности, покрытия, наносимого на него. Очевидно, чем меньше теплопроводность теплозащитного покрытия, тем меньше тепла поступит внутрь аппарата.

Совместить в одном материале большую эффективную энтальпию, высокую прочность и малую теплопроводность, как показывает практика, невозможно. Чтобы получить теплозащитное покрытие с требуемыми свойствами, его приходится изготавливать из нескольких слоев различных материалов. Наружный слой выполняют из материала, обладающего высоким значением эффективной энтальпии и достаточно высокой механической прочностью. Второй слой изготавливают из материала, обладающего небольшой механической прочностью и относительно небольшим значением энтальпии, но зато малой теплопроводностью. Второй слой покрытия защищен от воздействия горячих газов атмосферы и их давления наружным слоем. Материал второго слон покрытия является главным препятствием для проникновения тепла от внешнего слоя теплозащитного покрытия, имеющего очень высокую температуру, к металлическому корпусу спускаемого аппарата.

Какую температуру может иметь наружный слой теплозащитного покрытия? Мы уже говорили, что температура газов, образующихся в раскаленном слое воздуха, сжатого летящим к Земле спускаемым аппаратом, достигает 8000°К. Теплозащитное покрытие, нанесенное на лобовую часть спускаемого аппарата, непосредственно соприкасается с этим слоем и нагревается. Однако температура поверхности абляционного материала, из которого изготовлено теплозащитное покрытие, всегда бывает значительно меньше температуры газов, с которыми оно соприкасается. Более того, она в известной степени не зависит от величины температуры раскаленных газов атмосферы. Температура поверхности теплозащитного покрытия определяется в основном свойствами материала, из которого оно изготовлено. Поясним это. Температура пламени газовой горелки = 800°С. Поставьте на горелку пустой чайник. Через некоторое время он нагреется до температуры, почти равной температуре пламени горелки. Теперь наполним чайник водой и также будем греть. Температура чайника, как бы долго ни держать его на огне, выше 100°С не поднимется. А если налить в чайник спирт, имеющий температуру кипения 76°С, то стенки чайника не удастся нагреть и выше 76°С, хотя температура пламени горелки останется прежней - 800° С.

Испарение в процессе кипения - это по существу один из видов абляции, при котором уносится вещество с поглощением тепла. Ведь и защита корпуса спускаемого аппарата абляционным теплозащитным покрытием от перегрева происходит так же, как и защита стенок чайника от перегрева испаряющейся в нем жидкостью. Максимальная температура, до которой можно нагреть стенки чайника, зависит от температуры кипения находящейся в нем жидкости. Температура поверхности теплозащитного покрытия, которая имеет контакт с раскаленными до 8000° К газами, будет определяться температурой, при которой теплозащитный материал из твердого состояния превращается в газообразное. Можно изготавливать теплозащитные материалы с различными температурами превращения в газообразное состояние (температурами сублимации). В практике строительства космических аппаратов наибольшее распространение получили материалы с температурами сублимации 2500 - 3500° С. Основу этих материалов составляют так называемые эпоксидные или формальдегидные смолы. Смолы для придания им механической прочности смешивают со стеклянными нитями, стеклотканью, асбестом или другими тугоплавкими веществами.

В нормальных условиях такие смешанные материалы имеют большую твердость и прочность. При нагревании до температуры сублимации (2500 - 3500° С) они переходят в газообразное состояние, частично обугливаются. Температуру нагрева наружной поверхности теплозащитного покрытия можно менять (в известных пределах), изменяя состав теплозащитного материала. Возникает вопрос, почему в практике нашли применение абляционные материалы, превращающиеся из твердого состояния в газообразное при температурах порядка 3000°С? Не опасно ли допускать нагрев наружной стенки спускаемого аппарата до столь высокой температуры? Казалось бы, чем ниже температура оболочки спускаемого аппарата, тем безопаснее будет спуск. В действительности получается наоборот - применение теплозащитных материалов с меньшей температурой сублимации, чем имеют ныне применяемые материалы, невыгодно. Ведь чем ниже будет температура газообразования, тем больший слой теплозащитного покрытия за время спуска должен испариться. Следовательно, слой теплозащитного покрытия нужно будет делать большим по массе, а это ведет к увеличению веса, что, как мы знаем, нежелательно.

Применять теплозащитные материалы с более высокой температурой сублимации (т. е. выше 2500 - 3500°С) также невыгодно. Применение теплозащитных материалов с повышенной температурой сублимации означает нагревание верхних слоев теплозащитного покрытия до более высоких температур. А известно, что при данной теплоизоляции количество тепла, проходимое через нее, будет тем больше, чем значительнее разница температур между ее наружной и внутренней частями. Следовательно, к металлической обшивке спускаемого аппарата при таком теплозащитном покрытии станет поступать больше тепла, что приведет к большому нагреву всего, что находится внутри его. Чтобы предупредить перегрев отсека, где помещается экипаж, потребуется увеличить толщину теплоизолирующего слоя, что также скажется на весе корабля.

Расчет и практика показали, что наименьший вес спускаемого аппарата при прочих равных условиях получается, если применять теплозащитное покрытие с температурой сублимации не выше 3500° С и не ниже 2500° С. Теплозащитное покрытие спускаемого аппарата космического корабля «Аполлон», на котором американские космонавты, возвращаясь с Луны, подлетают к Земле со второй космической скоростью, изготовлено из материала на основе эпоксидной смолы. Толщина теплозащитного слоя, наносимого на поверхность спускаемого аппарата, не везде одинакова. Наибольшая толщина делается на лобовой поверхности, где она достигает 66 мм, а наименьшая - на донной части (23 мм). Это лишь толщина материала, который может подвергаться уносу (абляции) в процессе нагрева. Общая же толщина теплозащитного покрытия, защищающего металлический корпус от нагрева на лобовой части спускаемого аппарата космического корабля «Аполлон», составляет 450 мм, т. е. почти полметра.

Вот какую толщу теплозащитного материала должно пройти тепло, поступающее от раскаленных газов атмосферы, чтобы достигнуть металлической оболочки аппарата и нагреть воздух, находящийся в нем. Нагревание - главная опасность при спуске корабля в атмосфере. Несмотря на огромную толщину теплозащитного и теплоизолирующего слоя, часть тепла все-таки проходит внутрь спускаемого аппарата. Кроме того, внутри аппарата происходит выделение тепла в результате жизнедеятельности членов экипажа и работы аппаратуры. При полете корабля в космическом пространстве излишки тепла, как мы видели, отводятся системой терморегулирования. Отвод производится путем охлаждения воздуха жидкостью, которая в свою очередь охлаждается в змеевике, помещенном в космосе.

В период спуска на Землю, когда аппарат находится в атмосфере, такой способ отвода излишков тепла из него исключается. За бортом спускаемого аппарата не вакуум, как в космическом пространстве, а поток раскаленного до огромной температуры газа. Специальными исследованиями установлено, что человек может выдерживать температуру 71°С в течение 67 мин без особого вреда для организма. А если тело человека предварительно переохладить всего на 1° С, указанную температуру он сможет выдерживать 114 мин. Время спуска с орбиты на Землю в среднем составляет 20 - 25 мин, т. е. оно гораздо меньше того времени, в течение которого человек может выдерживать температуру 71° С.

Однако температура атмосферы внутри спускаемого аппарата за счет внешнего нагревания и выделения тепла приборами может оказаться и больше, чем 70° С, и это уже будет опасно для здоровья и жизни членов экипажа. Поэтому все спускаемые аппараты снабжены системами регулирования температуры, которые могут работать и в условиях спуска аппарата в плотных слоях атмосферы Земли. Система терморегулирования, работающая во время снижения спускаемого аппарата, принципиально отличается от системы терморегулирования, работающей во время нахождения космического корабля в безвоздушном пространстве. Принцип ее работы заключается в отводе тепла путем испарения жидкости. Испарение жидкости происходит за счет тепла, содержащегося в отсеке спускаемого аппарата. Образующиеся при этом пары отводятся за борт аппарата. Жидкость, применяющаяся в системе терморегулирования спускаемого аппарата, должна обладать следующими свойствами: иметь большую теплоту испарения и низкую температуру кипения. Такими свойствами обладают некоторые сжиженные газы, в частности аммиак. Жидкий аммиак кипит при температуре - 33° С, но, находясь в баллоне под давлением в несколько атмосфер, он сохраняет жидкое состояние при нормальной комнатной температуре.

А что произойдет, если в баке с жидким аммиаком постепенно уменьшать давление при помощи вентиля? Аммиак станет вскипать и в газообразном состоянии выходить наружу. Образование газа из жидкости сопровождается поглощением тепла. Откуда берется тепло, необходимое для испарения аммиака? Из окружающей среды. Баллон очень скоро станет холодным. Теплый воздух помещения будет нагревать баллон, а он в свою очередь будет отдавать тепло испаряющемуся аммиаку. Так постепенно весь воздух, находящийся в помещении, можно охладить до нужной температуры; для этого конечно, потребуется испарить определенное количество аммиака. Охлаждение воздуха в отсеке спускаемого аппарата, где находится экипаж, проводится таким же образом, только пары вещества, испаряющегося в специальном устройстве, выбрасываются не в отсек, а но трубкам отводятся за борт аппарата.

Хотя атмосфера Земли и является причиной очень сильного разогревания спускаемого аппарата во время его спуска на Землю, она в то же время служит средством торможения. С помощью атмосферы можно «погасить» огромные космические скорости. Но можно ли безопасно приземлять спускаемый аппарат, если тормозить его только атмосферой? Конечно, нет. Прыжок из окна первого этажа не представляет никакой опасности, а со второго прыгнет не каждый. С третьего этажа и выше прыгать опасно. Под действием силы тяжести, создающей ускорение, скорость приземления человека, прыгающего из окна высокого дома, достигает такой величины, при которой он сможет разбиться. Какую же скорость должен иметь спускаемый аппарат в момент приземления, чтобы удар его о Землю был не опасен как для членов экипажа, так и для аппаратуры, установленной в нем. Лучше всего, конечно, приземляться так, чтобы скорость аппарата в момент соприкосновения с поверхностью Земли была бы равна нулю или во всяком случае не превышала 2 м/сек. При атом условии посадка будет мягкой, совершенно безопасной и для экипажа и для конструкции аппарата.

Довольно жесткий удар, но еще терпимый, будет ощущаться, если приземление происходит со скоростью подхода к поверхности Земли 5 - 6 м/сек. А если скорость будет больше? Понятно, что это плохо и для экипажа, и для аппаратуры.

Начиная с некоторой высоты, спускаемый аппарат ведет себя как обычное тело, падающее на Землю с некоторой начальной скоростью. Скорость его падения по сравнению с первой космической скоростью будет небольшой. Например, тело, сброшенное с самолета, летящего на высоте 2000 м, приземлится со скоростью 200 м/сек (v² = √2gH). 200 м/сек - это небольшая скорость, но приземляться с такой скоростью, безусловно, нельзя. Как же обеспечить безопасное приземление?

Находясь уже не в космосе, а в непосредственной близости от Земли, можно воспользоваться обычными, земными средствами. Парашют - испытанный способ спуска с высоты на Землю. Правда, спуск космического аппарата на парашютах, после того как он потеряет за счет тормозящего действия атмосферы значительную часть своей скорости, происходит не так, как спуск парашютиста, прыгающего с борта самолета. Спускаемый аппарат имеет на борту, как правило, два основных парашюта и третий вспомогательный. Первый, тормозной парашют (он гораздо меньше по размеру, чем второй) раскрывается во время движения космического аппарата со скоростью около 250 м/сек. Его назначение - несколько снизить скорость аппарата, поэтому этот парашют и называют тормозным.

Второй, основной парашют служит для обеспечения плавной посадки аппарата на Землю. Размер купола его в несколько раз больше, чем у тормозного парашюта, а поэтому и тормозящее действие значительно больше. Почему сразу не выбрасывается большой парашют? Этого делать нельзя. При большой скорости движения на него будет действовать слишком большая нагрузка и он может порваться. А для чего нужен вспомогательный парашют? Его назначение: вытянуть основной парашют из гнезда, в котором он уложен. Основной парашют имеет и большой размер и большую массу. Чтобы сбросить его с борта спускаемого аппарата, требуется затратить значительное усилие. Вспомогательный парашют невелик по размеру, вытянуть его из гнезда не представляет большой трудности. Этот небольшой парашют крепится к кольцу второго, основного парашюта. Когда вспомогательный парашют раскрывается в воздухе, давление потока воздуха на его купол создает силу, достаточную для того, чтобы вытянуть из гнезда основной парашют.

Система парашютов обеспечивает спуск и приземление спускаемого аппарата, при котором удар о Землю не сопровождается толчками, опасными для экипажа. Однако приземление с помощью парашютов не обеспечивает мягкой посадки. Правда, если парашют сделать очень больших размеров, посадку можно было бы производить и мягко (т. е. со скоростью приземления не более 2 м/сек). Есть другой, более приемлемый способ, позволяющий обеспечить мягкую посадку, при котором не требуется большого увеличения веса спускаемого аппарата. На борту аппарата можно иметь реактивный двигатель, который следует включить в тот момент, когда аппарат будет на высоте 1 - 2 м над поверхностью Земли. Направление силы тяги двигателя должно быть противоположно направлению движения аппарата. Тягу двигателя можно выбрать такой, чтобы его работа в течение заданного времени (обычно это доли секунды) полностью приостановила падение аппарата на Землю на высоте 0,2 - 0,15 м. Аппарат как бы повиснет в воздухе на какое-то мгновение. После того как двигатель прекратит работу, спускаемый аппарат снова будет падать на Землю. Но с какой высоты? Всего лишь 0,2 - 0,15 м. Падение с такой высоты не даст резкого удара, приземление будет мягким и совершенно безопасным.

Спуск на Землю без применения тормозных двигателей приводит лишь к некоторой жесткости приземления, однако такой спуск все же безопасен. Но на некоторых небесных телах, в частности на Луне, атмосферы нет. Следовательно, произвести спуск космического объекта на поверхность Луны с помощью парашютов невозможно. Безопасный спуск космических объектов на планеты, не имеющие достаточно плотной атмосферы, можно обеспечить только с помощью тормозных двигателей.

В настоящее время транспортный корабль стал основной модификацией корабля «Союз» и в автономных полетах почти не используется. Как транспортный корабль он должен обеспечивать выведение экипажа на орбиту, сближение и стыковку с орбитальной станцией, переход экипажа на ее борт, полет корабля в составе орбитального комплекса достаточно продолжительное время, отделение от станции, спуск экипажа на Землю с приемлемым для космонавтов уровнем перегрузок при возвращении в атмосферу, приземление спускаемого аппарата с приемлемым уровнем перегрузок, воздействующих на космонавтов во время приземления, а также спасение экипажа в случае аварии ракеты-носителя на участке выведения корабля на орбиту.

Решение этих задач осуществляется совместной работой бортовых систем корабля и его конструктивными особенностями. В конструкции корабля «Союз» можно выделить три основные части: спускаемый аппарат, приборно-агрегатный и орбитальный отсеки . Спускаемый аппарат размещен между приборно-агрегатным и орбитальным отсеками (см. последнюю страницу обложки). По своей форме спускаемый аппарат напоминает автомобильную фару (рис. 6). Эта форма выбрана не случайно, она обеспечивает возникновение аэродинамической подъемной силы (помимо силы лобового сопротивления) при движении аппарата в земной атмосфере, что снижает разброс точек приземления относительно заданной, а также уменьшает уровень перегрузок при спуске в атмосфере.

Рис. 6. Форма спускаемого аппарата корабля «Союз»

У кораблей «Восток», у которых спускаемый аппарат был сферической формы и, естественно, обладал только силой лобового сопротивления, рассеивание точек приземления достигало 250–300 км. Если на спускаемый аппарат действует аэродинамическая подъемная сила, то, управляя ее вертикальной составляющей, можно управлять и траекторией движения аппарата в земной атмосфере и, следовательно, дальностью этого движения (регулируя траекторию «круче» - «положе»). Последнее позволяет даже при небольших значениях аэродинамического качества спускаемого аппарата корабля «Союз» (0,2–0,3) снизить разброс точек приземления до нескольких десятков километров (а в принципе и до нескольких километров).

Если при спуске аппарата не используется подъемная сила, то такой тип спуска называется баллистическим . Максимальные перегрузки при баллистическом спуске зависят от крутизны траектории спуска, но даже при наиболее пологих траекториях эти перегрузки достигают (как это и было в случае спускаемых аппаратов кораблей «Восток» и «Восход») таких значений, что сила, действующая в это время на космонавта, в 8 - 10 раз больше его веса. Это, конечно, крайне нежелательное явление, особенно при возвращении экипажа на Землю после длительного полета в условиях невесомости, когда даже обычная земная тяжесть воспринимается организмом космонавта как весьма тяжелая и неприятная нагрузка.

Небольшое аэродинамическое качество спускаемых аппаратов кораблей «Союз» снижает максимальные перегрузки при движении аппарата в атмосфере до значений, соответствующих силе воздействия на космонавтов, превышающей лишь в 3–4 раза их вес. Этот аппарат, представляющий собой осесимметричное тело, движется при спуске в атмосфере своей затупленной частью вперед. Причем если бы центр массы аппарата располагался на оси симметрии, то никакой подъемной силы не возникло бы. Поэтому элементы конструкции и расположение оборудования выбраны такими, чтобы центр масс был смещен относительно оси симметрии спускаемого аппарата.

Чтобы управлять дальностью движения, надо менять вертикальную составляющую подъемной силы. Это можно делать, либо меняя угол атаки, как это делается в самолетах (в нашем случае надо было бы менять положение центра масс, что представляется довольно затруднительным), либо меняя величину проекции подъемной силы на вертикальную плоскость за счет управления креном аппарата. Этот способ и используется на корабле «Союз».

Корпус спускаемого аппарата защищен снаружи теплозащитным покрытием, предохраняющим его конструкцию, оборудование и экипаж от воздействия потока раскаленного газа, окружающего аппарат при его спуске. Напомним, что температура газа перед лобовым щитом достигает 10 000°. На боковой поверхности аппарата имеются три иллюминатора. На одном из них (среднем), который при орбитальной ориентации (когда продольная ось корабля лежит в горизонтальной плоскости) «смотрит» вниз на Землю, установлен визир-ориентатор, используемый экипажем для визуальной ориентации по Земле при ручном управлении и для ориентации при сближении.

Внутри спускаемого аппарата размещаются кресла экипажа, парашютные системы, двигатели мягкой посадки, система управляющих реактивных двигателей, используемых для ориентации аппарата при спуске, оборудование и аппаратура скафандров, систем жизнеобеспечения, управления, ориентации, радиосвязи, пеленгации, автоматики приземления, груз, возвращаемый со станции на Землю. В верхней сужающейся части спускаемого аппарата имеется люк, через который экипаж может переходить в орбитальный отсек, пристыкованный к верхнему торцовому шпангоуту спускаемого аппарата.

В орбитальном отсеке размещается оборудование систем жизнедеятельности, часть радиоаппаратуры, автоматика стыковки, аппаратура сближения. Здесь же в основном находится груз, доставляемый одновременно с экипажем на орбитальную станцию (часть груза размещается в спускаемом аппарате). В верхней части отсека (противоположной месту стыковки со спускаемым аппаратом) имеется активный стыковочный агрегат. На внешней поверхности отсека установлены часть антенн системы сближения. Общий объем орбитального отсека и спускаемого аппарата составляет около 10 м 3 .

Приборно-агрегатный отсек включает в себя переходную раму, приборную и агрегатную секции. На переходной раме, соединяющей приборную секцию со спускаемым аппаратом, устанавливаются часть двигателей причаливания и ориентации, баки с топливом, баллоны наддува, арматура, малый наружный радиатор СТР и антенна командной радиолинии. В приборной секции находится основное приборное оборудование, обеспечивающее работу на орбитальном участке полета, но ненужное на участке спуска: перед спуском отсеки корабля разделяются, причем орбитальный и приборно-агрегатный отсеки сгорают в атмосфере, двигаясь по траектории спуска. В агрегатной секции устанавливаются сближающе-корректирующая двигательная установка корабля (с двумя двигателями), двигатели причаливания и ориентации, большой наружный радиатор СТР, часть источников тока системы электропитания корабля. На внешних поверхностях секции имеются датчики системы ориентации и антенны.

Перед установкой корабля на ракету-носитель он закрывается головным обтекателем. На вершине головного обтекателя устанавливается двигатель системы аварийного спасения (САС). Головной обтекатель выполняет две задачи: защищает корабль от воздействия потока газа при движении ракеты в плотных слоях атмосферы и уводит спускаемый аппарат с экипажем (за счет работы двигателя САС) в случае аварии ракеты-носителя в плотных слоях атмосферы. При нормальном ходе выведения на орбиту, после выхода ракеты из плотных слоев атмосферы, двигатель САС и головной обтекатель сбрасываются. После выведения на орбиту, когда двигатель последней ступени выключается, происходит отделение корабля от последней ступени.

Все процессы ориентации, управления двигателями, радиосредствами, работой систем жизнеобеспечения, терморегулирования, энергопитания, спуска и другими системами автоматизированы. Так что полет корабля может осуществляться без участия экипажа в управлении. Однако на корабле установлены и средства ручного управления, позволяющие экипажу при необходимости брать на себя управление процессами ориентации, коррекции, сближения и т. п.

Система ориентации и управления движением (СОУД) «Союза» обеспечивает ориентацию корабля в автоматическом и ручном режимах, выдачу корректирующих импульсов, управление процессами сближения и причаливания. В ее состав входят чувствительные элементы (инфракрасный построитель местной вертикали, ионные датчики для ориентации по вектору скорости, гироскопические датчики углов и угловых скоростей), радиосистема сближения, обеспечивающая измерение параметров относительного движения при сближении, визуальные приборы ориентации (оптические и телевизионные), счетно-решающие и коммутационные приборы, органы ручного управления и индикации. Причем СОУД решает свои задачи, работая совместно с системами реактивных управляющих двигателей причаливания и ориентации и со сближающе-корректирующей двигательной установкой.

Самым сложным режимом работы СОУД является процесс сближения. Перед выведением транспортного корабля «Союз» станция находится, как правило, на рабочей орбите с высотой около 350 км. Транспортный корабль выводится на орбиту тогда, когда плоскость орбиты станции проходит через точку старта и станция только что прошла над районами старта. Корабль выводится на промежуточную орбиту с минимальной высотой порядка 190–200 км и максимальной высотой порядка 250–270 км. Направление полета ракеты-носителя транспортного корабля (т. е. плоскость его траектории) выбирается таким образом, чтобы корабль после выведения летел в той же плоскости, что и станция. Момент старта выбирается таким образом, чтобы после выведения корабля он оказался примерно в 10 000 км позади станции.

Поскольку высота орбиты корабля меньше высоты орбиты станции, то период его обращения вокруг Земли меньше, чем период обращения станции, т. е. «Союз» движется относительно Земли быстрее, а следовательно, постепенно догоняет станцию вдоль орбиты. Чтобы уравнять высоты корабля и станции и сблизить их к заранее выбранному моменту, проводится несколько коррекций (до четырех) орбиты транспортного корабля. Когда расстояние между кораблем и станцией становится меньше 25 км, по командам, заданным автоматикой, на корабле и на станции включается радиоаппаратура сближения. Затем начинается обмен радиосигналами, определяется направление, в котором находится искомый объект, и начинается взаимная ориентация корабля и станции так, чтобы стыковочный узел станции, намечаемый для стыковки, «смотрел» на корабль, а стыковочный узел корабля - на станцию.

После этого радиоаппаратура сближения передает в счетно-решающее устройство электрические сигналы, пропорциональные углам направления на станцию (линии визирования) в системе координат корабля, угловой скорости линии визирования, дальности до станции и скорости ее изменения. По полученным параметрам относительного движения счетно-решающее устройство определяет, в каких направлениях (на разгон, торможение или в боковом направлении) нужно выдать импульс тяги маршевого двигателя корабля для сближения, затем выдает команды и обеспечивает прямую ориентацию и развороты корабля, включает и выключает двигатель. Все это осуществляется таким образом, чтобы скорости относительного движения, перпендикулярные линии визирования, «гасились», а радиальная скорость обеспечивала постепенное сближение корабля со станцией.

По мере приближения к станции скорость корабля уменьшается. Этот процесс - автоматическое сближение - продолжается до расстояния 200–300 м, между кораблем и станцией, на котором осуществляется переход в режим причаливания. В этом режиме корабль уже постоянно направлен своим стыковочным агрегатом в сторону станции, а управление движением его центра масс обусловливается работой координатных реактивных двигателей. Они обеспечивают выдачу требуемых импульсов как вдоль продольной оси корабля (на разгон и торможение), так и в двух других перпендикулярных направлениях (условно «вверх» - «вниз» и «вправо» - «влево»). Последний процесс может продолжаться в автоматическом режиме вплоть до причаливания.

В принципе экипаж может взять управление причаливанием в свои руки (управляя ориентацией корабля и включениями координатных двигателей) и закончить причаливание при ручном управлении. Для обеспечения возможности ручного управления причаливания и для контроля процесса, идущего автоматически, экипажам корабля и станции выдается информация о параметрах сближения, работе двигателей, о расходе топлива. Одновременно с помощью телевизионных камер (на станции и на корабле) и оптического визира-ориентатора экипаж наблюдает станцию (или соответственно корабль), ее движение и ориентацию.

СОУД позволяет управлять кораблем «Союз» до механического контакта стыковочных узлов, обеспечивая параметры относительного движения, необходимые для срабатывания стыковочного агрегата.

Сближающе-корректирующая двигательная установка (СКДУ) по командам автоматики СОУД или с пульта управления выдает импульсы тяги, необходимые для сближения, коррекций орбиты или для перевода корабля с орбиты на траекторию спуска. В состав установки входят два двигателя с тягой более 400 кгс каждый, пневмогидроавтоматика, баки с топливом и баллоны наддува (для обеспечения вытеснения топлива из баков и подачи его к двигателям). Чтобы газ наддува не смешивался с топливом в условиях невесомости, внутри баков имеются эластичные разделители газа и жидкости (так называемые мешки) из органической пленки.

Система исполнительных органов ориентации (СИО) обеспечивает создание управляющих моментов для ориентации корабля, для его стабилизации при работе сближающе-корректирующей двигательной установки, для разворотов в процессе сближения и для координатных перемещений во время сближения. В состав СИО входят 14 двигателей причаливания и ориентации тягой около 10 кгс каждый, 8 двигателей ориентации тягой примерно 1 кгс каждый, баки с топливом, баллоны наддува, пневмогидроавтоматика.

Система управления спуском (СУС) соответственно управляет движением спускаемого аппарата корабля «Союз» при его спуске с орбиты на Землю. В состав СУС входят гироскопические датчики углов и угловых скоростей, датчики перегрузок, счетно-решающие устройства. СУС обеспечивает стабилизацию аппарата и за счет управления ориентацией по крену регулирует вертикальную составляющую подъемной силы, что позволяет регулировать дальность спуска.

Система исполнительных органов спуска работает по командам СУС, обеспечивая создание управляющих моментов, необходимых для разворотов и стабилизации спускаемого аппарата. Элементы системы в основном расположены вне герметичного объема спускаемого аппарата, но под тепловой защитой. В систему входят 6 управляющих двигателей с тягой до 15 кгс каждый, баки с топливом, баллон наддува и автоматика.

Система приземления спускаемого аппарата работает на заключительном участке спуска корабля. При входе аппарата в атмосферу он имеет скорость около 7,8 км/с. За счет торможения в атмосфере Земли его скорость постепенно уменьшается (до дозвуковой) и к высоте порядка 12 км составляет величину порядка 240 м/с. Именно благодаря работе этой системы осуществляется гашение скорости спускаемого аппарата до величины, обеспечивающей его безопасное приземление.

Данная задача решается совместной работой парашютных систем, двигателей мягкой посадки, автоматики и амортизаторов кресел, в которых находится экипаж при приземлении. Автоматика обеспечивает на заданной высоте выдачу команд на введение основной парашютной системы (а также запасной парашютной системы в случае, если основная не сработала), на подготовительные операции перед приземлением, на включение двигателей мягкой посадки непосредственно перед поверхностью Земли.

Парашютные системы устанавливаются в двух отдельных герметичных контейнерах, закрытых крышками.

Система электропитания (СЭП) состоит из автоматики и химических аккумуляторных батарей. Электропитание бортовых систем корабля «Союз» после его пристыковки к станции осуществляется от системы электропитания станции. Одновременно осуществляется и подзаряд аккумуляторов от СЭП станции. Подключение системы электропитания корабля к станции осуществляется через электроразъемы питания, установленные на обоих стыковочных агрегатах и соединяющихся при стягивании стыковочных шпангоутов.

Система терморегулирования корабля (СТР) поддерживает необходимые для экипажа температуру и влажность воздуха в спускаемом аппарате и в орбитальном отсеке, а также тепловой режим приборов в приборном отсеке, осуществляет термостатирование негерметичного агрегатного отсека, топливных магистралей системы исполнительных органов. В состав СТР «Союза» входят соответствующая автоматика, холодильно-сушильные агрегаты, газожидкостные теплообменники, два жидкостных контура (контур жилых отсеков и контур наружного радиатора) с насосами, обеспечивающими циркуляцию жидкости, кранами-регуляторами, компенсаторами. Оба контура связаны через жидкостно-жидкостный теплообменник.

Тепло, выделяющееся в отсеках, с помощью теплообменников передается жидкости, циркулирующей в контуре отсеков. Эта жидкость прокачивается затем по трубкам, приваренным к корпусу агрегатного отсека, обеспечивая его термостатирование. Тепло от жидкости передается (через жидкостно-жидкостный теплообменник) жидкому хладоагенту контура наружного радиатора, с помощью этого контура выносится на радиатор, с которого и излучается в окружающее пространство. Автоматика и регуляторы позволяют регулировать температуру жидкости в контуре отсеков, а следовательно, и температуру стенок радиатора холодильно-сушильного агрегата (и соответственно уровень влажности) и температуру воздуха в отсеках.

Кроме двух основных контуров СТР, имеется вспомогательный, который после стыковки со станцией обеспечивает передачу тепла от станции контуру жилых отсеков. Все поверхности корабля, не занятые антеннами, двигателями и чувствительными элементами, а также поверхность корпуса под радиаторами СТР закрыты пакетами экранновакуумной изоляции.

Системы обеспечения жизнедеятельности (СОЖ) экипажа на корабле в принципе несут те же функции, что и аналогичные средства на станции. Разница заключается главным образом в том, что запасы, размещаемые в корабле, рассчитаны лишь на несколько суток. Кроме того, в состав корабельных средств СОЖ входят еще скафандры с бортовой системой газоснабжения и автоматикой, теплозащитные костюмы, а также средства, которые могут потребоваться в случае аварийной посадки в ненаселенной местности.

После пристыковки корабля к станции его СОЖ, обеспечивающие регенерацию воздуха в жилых отсеках, выключаются. В корабль из станции через открытый люк прокладывается воздуховод, через который в жилые отсеки подается воздух из станции. Это обеспечивает нужный состав атмосферы корабля, степень влажности и устранение вредных газовых примесей из отсеков корабля.

Перед отстыковкой корабля от станции воздуховод убирается, закрываются люки в обоих стыковочных узлах, на корабле включаются его регенераторы, поглотители и холодильно-сушильные агрегаты.

Радиосредства корабля «Союз» позволяют осуществить радиотелефонную связь экипажа с Землей в ультракоротковолновом и коротковолновом диапазонах, передачу на Землю телевизионного изображения от внутренних и внешних телевизионных камер, телеметрическую информацию, контроль орбиты, прием на борту команд управления. Телефонная связь с центром управления полетом, передача команд и цифровой информации на борт корабля и прием информации с его борта осуществляются с помощью наземных и плавучих (на морских судах) пунктов измерения и управления, когда космический корабль находится в зоне их видимости. Связь с кораблем поддерживается практически на всех витках его орбиты: во время каждого оборота корабля вокруг Земли, как правило, есть возможность в течение времени от нескольких минут до десятков минут поддерживать связь с кораблем.

В случае необходимости непрерывного телеметрического контроля (например, во время осуществления маневров) включаются бортовые телеметрические запоминающие устройства. Они накапливают информацию, которая затем «сбрасывается» над наземными пунктами.

Система управления бортовым комплексом (СУБК) корабля служит для управления работой бортовых систем и координации их работы как в режимах автоматического управления (от программно-временных устройств, и по командам, передаваемым через радиолинию с Земли), так и в режимах ручного управления (со стороны экипажа). В состав СУБК «Союза» входят логические устройства, коммутаторы, силовая электроавтоматика (для подключения электропитания приборов и систем), пульт управления и командно-сигнальные устройства.

Практически во время полета корабля осуществляется комбинированное управление. Причем способ управления меняется в зависимости от требуемой гибкости операций в данный момент, располагаемого времени и т. д. Поэтому часть команд управления поступает непосредственно с Земли (через командную радиолинию), часть от программно-временных устройств, а часть выдается экипажем через командно-сигнальные устройства или с пульта (по просьбе с Земли).

Экипаж обычно проводит в корабле около одних суток. После выведения на орбиту и проверки герметичности жилых отсеков космонавты выходят в орбитальный отсек и снимают скафандры. На первых оборотах корабля вокруг Земли (их чаще называют витками) проводится проверка бортового оборудования, основных динамических режимов работы корабля (ориентация, развороты, тесты аппаратуры сближения, выдвижение штанги стыковочного механизма), осуществляются первые две коррекции орбиты корабля. На следующий день осуществляются еще одна-две коррекции орбиты, сближение и стыковка корабля со станцией.

После стыковки и проверки герметичности соединения стыковочных шпангоутов корабля и станции экипаж открывает переходные люки обоих стыковочных узлов, переходит на станцию и начинает там работать. При этом осуществляется подзарядка буферных батарей корабля, шины электропитания бортовых систем корабля отключаются от собственной системы электропитания и подключаются к станционной системе. Периодически проводятся контроль состояния корабля с Земли по телеметрии и экипажем с пульта управления. Кроме того, корабль все время поддерживается в состоянии готовности к отделению от станции и спуску на случай необходимости.

При осуществлении длительной экспедиции на станцию в ходе ее полета проводится подмена корабля основной экспедиции кораблем очередной экспедиции посещения. После завершения работ на станции за несколько дней до спуска экипаж осуществляет консервацию станции, переносит в спускаемый аппарат оборудование, которое должно быть доставлено на Землю. За несколько витков до спуска космонавты переходят в корабль, закрывают люки, проверяют их герметичность, и затем корабль отделяется от станции. Спуск обычно осуществляется в Среднем Казахстане.

Примечания:

Аэродинамическим качеством в авиации и космонавтике называют отношение аэродинамической подъемной силы к аэродинамической силе лобового сопротивления.

При визуальной ориентации по Земле экипаж видит с помощью этого прибора горизонт и «бег» местности под собой, что позволяет ему построить трехосную ориентацию. При сближении данный прибор работает как перископ подводной лодки, позволяя экипажу, находящемуся в спускаемом аппарате, смотреть, по направлению продольной оси корабля.