Анатомия спутника. Космические аппараты. Искусственные спутники Земли

При полете космических аппаратов по околоземным орбитам на их борту возникают условия, с которыми на Земле человек обычно не сталкивается. Первое из них - длительная невесомость.

Как известно, вес тела - это сила, с которой оно действует на опору. Если и тело, и опора свободно движутся под действием силы тяготения с одинаковым ускорением, т. е. свободно падают, то вес тела исчезает. Это свойство свободно падающих тел установил еще Галилей. Он писал: «Мы ощущаем груз на своих плечах, когда стараемся мешать его свободному падению. Но если станем двигаться вниз с такой же скоростью, как и груз, лежащий на нашей спине, то как же может он давить и обременять нас? Это подобно тому, как если бы мы захотели поразить копьем кого-нибудь, кто бежит впереди нас с такой же скоростью, с которой движется копье».

Когда космический аппарат движется по околоземной орбите, он находится в состоянии свободного падения. Аппарат все время падает, но не может достигнуть поверхности Земли, потому что ему сообщена такая скорость, которая заставляет его бесконечно вращаться вокруг нее (рис. 1). Это так называемая первая космическая скорость (7,8 км/с). Естественно, что все предметы, находящиеся на борту аппарата, теряют свой вес, иными словами, наступает состояние невесомости.

Рис. 1. Возникновение невесомости на космическом аппарате

Состояние невесомости можно воспроизвести и на Земле, но только на короткие промежутки времени. Для этого используют, например, башни невесомости - высокие сооружения, внутри которых свободно падает исследовательский контейнер. Такое же состояние возникает и на борту самолетов, выполняющих полет с выключенными двигателями по специальным эллиптическим траекториям. В башнях состояние невесомости длится несколько секунд, на самолетах - десятки секунд. На борту космического аппарата это состояние может продолжаться сколь угодно долго.

Такое состояние полной невесомости представляет собой идеализацию условий, которые в действительности существуют во время космического полета. На самом деле это состояние нарушается из-за различных малых ускорений, действующих на космический аппарат при орбитальном полете. В соответствии с 2-м законом Ньютона появление таких ускорений означает, что на все предметы, находящиеся на космическом аппарате, начинают действовать малые массовые силы , и, следовательно, состояние невесомости нарушается.

Действующие на космический аппарат малые ускорения можно разделить на две группы. К первой группе относятся ускорения, связанные с изменением скорости движения самого аппарата. Например, за счет сопротивления верхних слоев атмосферы при движении аппарата на высоте около 200 км он испытывает ускорение порядка 10 –5 g 0 (g 0 - ускорение силы тяжести вблизи поверхности Земли, равное 981 см/с 2). Когда на космическом аппарате включают двигатели, чтобы перевести его на новую орбиту, то он также испытывает действие ускорений.

Ко второй группе относятся ускорения, связанные с изменением ориентации космического корабля в пространстве или с перемещениями массы на его борту. Эти ускорения возникают при работе двигателей системы ориентации, при перемещениях космонавтов и т. д. Обычно величина ускорений, создаваемых двигателями ориентации, составляет 10 –6 - 10 –4 g 0 . Ускорения, возникающие вследствие различной деятельности космонавтов, лежат в диапазоне 10 –5 - 10 –3 g 0 .

Говоря о невесомости, авторы некоторых популярных статей, посвященных космической технологии, пользуются терминами «микрогравитация», «мир без тяжести» и даже «гравитационная тишина». Поскольку в состоянии невесомости отсутствует вес, но присутствуют силы тяготения, эти термины следует признать ошибочными.

Рассмотрим теперь другие условия, существующие на борту космических аппаратов при их полете вокруг Земли. Прежде всего это глубокий вакуум. Давление верхней атмосферы на высоте 200 км около 10 –6 мм рт. ст., а на высоте 300 км - около 10 –8 мм рт. ст. Такой вакуум умеют получать и на Земле. Однако открытое космическое пространство можно уподобить вакуумному насосу огромной производительности, способному очень быстро откачивать газ из любой емкости космического аппарата (для этого достаточно ее разгерметизировать). При этом, правда, необходимо учитывать действие некоторых факторов, приводящих к ухудшению вакуума вблизи космического аппарата: утечка газа из его внутренних частей, разрушение его оболочек под действием излучения Солнца, загрязнение окружающего пространства вследствие работы двигателей систем ориентации и коррекции.

Типичная схема технологического процесса производства какого-либо материала состоит в том, что к исходному сырью подводится энергия, обеспечивающая прохождение тех или иных фазовых превращений или химических реакций, которые и ведут к получению нужного продукта. Наиболее естественный источник энергии для обработки материалов в космосе - это Солнце. На околоземной орбите плотность энергии излучения Солнца составляет около 1,4 кВт/м 2 , причем 97 % этой величины приходится на диапазон длин волн от 3 · 10 3 до 2 · 10 4 A. Однако непосредственное использование солнечной энергии для нагрева материалов связано с рядом трудностей. Во-первых, солнечную энергию нельзя использовать на затемненном участке траектории космического корабля. Во-вторых, требуется обеспечивать постоянную ориентацию приемников излучения на Солнце. А это, в свою очередь, усложняет работу системы ориентации космического аппарата и может повести к нежелательному увеличению ускорений, нарушающих состояние невесомости.

Что касается других условий, которые могут быть реализованы на борту космических аппаратов (низкие температуры, использование жесткой компоненты солнечной радиации и т. д.), то использование их в интересах космического производства в настоящее время не предусматривается.

Примечания:

Массовые, или объемные, силы - это силы, которые действуют на все частицы (элементарные объемы) данного тела и величина которых пропорциональна массе.

Классификация космических аппаратов

В основе полета всех космических аппаратов лежит их разгон до скоростей, равных или превышающих первую космическую скорость, при которой кинетическая энергия КА уравновешивает его притягивание гравитационным полем Земли. Космический аппарат совершает полет по орбите, форма которой зависит от скорости разгона и расстояния до притягивающего центра. Разгоняются КА с помощью ракет-носителей (РН) и других разгонных транспортных средств, в том числе многоразового использования.

Космические аппараты делятся по скоростям полета на две группы:

околоземные , имеющие скорость меньше второй космической, движущиеся по геоцентрическим орбитам и не выходящие за пределы сферы действия гравитационного поля Земли;

межпланетные , полет которых происходит со скоростями выше второй космической.

По назначению КА разделяются на:

Искусственные спутники Земли (ИСЗ);

Искусственные спутники Луны (ИСЛ), Марса (ИСМ), Венеры (ИСВ), Солнца (ИСС) и т.п.;

Автоматические межпланетные станции (АМС);

Пилотируемые космические корабли (КК);

Орбитальные станции (ОС).

Особенностью большинства КА является их способность к длительному самостоятельному функционированию в условиях космического пространства. Для этого на КА имеются системы энергетического обеспечения (солнечные батареи, топливные элементы, изотопные и ядерные энергетические установки и др.), системы регулирования теплового режима, а на пилотируемых КК - системы обеспечения жизнедеятельности (СОЖ) с регулированием атмосферы, температуры, влажности, снабжения водой и пищей. На КА обычно имеются системы управления движением и ориентацией в пространстве, работающие в автоматическом режиме, а на пилотируемых - и в ручном режиме. Полет автоматических и пилотируемых КА обеспечивается постоянной радиосвязью с Землей, передачей телеметрической и телевизионной информации.

Конструкция КА отличается рядом особенностей, связанных с условиями космического полета. Функционирование КА требует существования взаимосвязанных технических средств, составляющих космический комплекс. В состав космического комплекса обычно входят: космодром со стартовыми техническими и измерительными комплексами, центр управления полетом, центр дальней космической связи, включая наземные и корабельные системы, поисково-спасательные и др. системы, обеспечивающие функционирование космического комплекса и его инфраструктуры.

На конструкцию космических аппаратов и работу их систем, агрегатов и элементов существенное влияние оказывают:

Невесомость;

Глубокий вакуум;

Радиационное, электромагнитное и метеорное воздействия;

Тепловые нагрузки;

Перегрузки при разгоне и входе в плотные слои атмосферы планет (для спускаемых аппаратов) и др.

Невесомость характеризуется состоянием, при котором отсутствует взаимное давление частиц среды и объектов друг на друга. В результате невесомости нарушается нормальное функционирование человеческого организма: приток крови, дыхание, пищеварение, деятельность вестибулярного аппарата; снижаются напряжения мышечной системы, приводящие к атрофии мышц, изменяется минеральный и белковый обмен в костях и др. Невесомость оказывает влияние и на конструкцию КА: ухудшается теплопередача из-за отсутствия конвективного теплообмена, усложняется работа всех систем с жидкими и газовыми рабочими телами, затрудняется подача компонентов топлива в камеру двигателя и его запуск. Это требует применения специальных технических решений для нормального функционирования систем КА в условиях невесомости.

Влияние глубокого вакуума сказывается на характеристиках некоторых материалов во время длительного их пребывания в космическом пространстве в результате испарения отдельных составляющих элементов, в первую очередь - покрытий; из-за испарения смазок и интенсивной диффузий значительно ухудшается работа трущихся пар (в шарнирах и подшипниках); чистые поверхности соединений подвержены холодной сварке. Поэтому большинство радиоэлектронных и электрических приборов и систем при работе в вакууме следует размещать в герметических отсеках со специальной атмосферой, что одновременно позволяет поддерживать в них заданный тепловой режим.

Радиационное воздействие , создаваемое солнечным корпускулярным излучением, радиационными поясами Земли и космическим излучением, может оказывать существенное влияние на физико-химические свойства, на структуру материалов и их прочность, вызывать ионизацию среды в герметичных отсеках, влиять на безопасность работы экипажа. При длительных полетах космических кораблей требуется предусматривать специальную радиационную защиту отсеков корабля или радиационные убежища.

Электромагнитное воздействие сказывается на накоплении статического электричества на поверхности КА, что влияет на точность работы отдельных приборов и систем, а также на пожаробезопасность систем жизнеобеспечения, содержащих кислород. Вопрос электромагнитной совместимости в работе приборов и систем решается при проектировании КА на основе специальных исследований.

Метеорная опасность связана с эрозией поверхности КА, в результате чего изменяются оптические свойства иллюминаторов, снижается эффективность работы солнечных батарей, герметичность отсеков. Для ее предотвращения применяются различные чехлы, защитные оболочки и покрытия.

Тепловые воздействия , создаваемые солнечным излучением и работой тепловыделяющих систем КА, сказываются на работе приборов и экипажа. Для регулирования теплового режима применяются теплоизоляционные покрытия или защитные чехлы на поверхности КА, осуществляется термокондиционирование внутреннего пространства, устанавливаются специальные теплообменники.

Особые теплонапряженные режимы возникают на спускаемых КА при их торможении в атмосфере планеты. В этом случае тепловые и инерционные нагрузки на конструкцию КА чрезвычайно велики, что требует применения специальных теплоизоляционных покрытий. Наиболее распространенными для спускаемых частей КА являются так называемые уносимые покрытия, выполняемые из таких материалов, которые уносятся тепловым потоком. «Унос» материала сопровождается его фазовым преобразованием и разрушением, на что расходуется большое количество поступающего к поверхности конструкции тепла, и в результате существенно снижаются тепловые потоки. Все это позволяет защитить конструкцию аппарата таким образом, чтобы его температура не превышала допустимую. Для снижения массы теплозащиты на спускаемых аппаратах применяются многослойные покрытия, в которых верхний слой выдерживает высокие температуры и аэродинамические нагрузки, а внутренние слои обладают хорошими теплозащитными свойствами. Защищаемые поверхности СА могут покрываться керамическими или стеклообразными материалами, графитами, пластмассами и др.

Для уменьшения инерционных нагрузок спускаемых аппаратов применяются планирующие траектории спуска, а для экипажа используются специальные противоперегрузочные костюмы и кресла, ограничивающие восприятие перегрузок человеческим организмом.

Таким образом, в КА должны быть предусмотрены соответствующие системы, обеспечивающие высокую надежность работы всех агрегатов и конструкций, а также экипажа в процессе старта, посадки и космического полета. Для этого определенным образом выполняется конструктивно-компоновочная схема КА, выбираются режимы полета, маневрирования и спуска, используются соответствую­щие системы и приборы, применяется резервирование наиболее важных для функционирования КА систем и приборов.

Межпланетные космические аппараты «Марс»

«Марс» — наименование советских межпланетных космических аппаратов, запускаемых к планете Марс, начиная с 1962 года.

«Марс-1» запущен 1.11.1962; масса 893,5 кг, длина 3,3 м, диаметр 1,1 м. «Марс-1» имел 2 герметических отсека: орбитальный с основной бортовой аппаратурой, обеспечивающей полет к Марсу; планетный с научными приборами, предназначенными для исследования Марса при близком пролете. Задачи полета: исследование космического пространства, проверка радиолинии на межпланетных расстояниях, фотографирование Марса. Последняя ступень ракеты-носителя с космическим аппаратом была выведена на промежуточную орбиту искусственного спутника Земли и обеспечила старт и необходимое приращение скорости для полета к Марсу.

Активная система астроориентации имела датчики земной, звездной и солнечной ориентации, систему исполнительных органов с управляющими соплами, работающими на сжатом газе, а также гироскопические приборы и логические блоки. Большую часть времени в полете поддерживалась ориентация на Солнце для освещения солнечных батарей. Для коррекции траектории полета космический аппарат был снабжен жидкостным ракетным двигателем и системой управления. Для связи имелась бортовая радиоаппаратура (частоты 186, 936, 3750 и 6000 МГц), которая обеспечивала измерение параметров полета, прием команд с Земли, передачу телеметрической информации в сеансах связи. Система терморегулирования поддерживала стабильную температуру 15-30°С. За время полета с «Марс-1» проведен 61 сеанс радиосвязи, на борт передано более 3000 радиокоманд. Для траекторных измерений, кроме радиотехнических средств, был использован телескоп диаметром 2,6 м Крымской астрофизической обсерватории. Полет «Марс-1» дал новые данные о физических свойствах космического пространства между орбитами Земли и Марса (на расстоянии от Солнца 1-1,24 а. е.), об интенсивности космического излучения, напряженности магнитных полей Земли и межпланетной среды, о потоках ионизованного газа, идущего от Солнца, и о распределении метеорного вещества (космический аппарат пересек 2 метеорных потока). Последний сеанс состоялся 21.3.1963 при удалении аппарата от Земли на 106 млн. км. Сближение с Марсом наступило 19.6.1963 (от Марса около 197 тыс. км), после чего «Марс-1» вышел на гелиоцентрическую орбиту с перигелием ~148 млн. км и афелием ~250 млн. км.

«Марс-2» и «Марс-3» запущены 19 и 28 мая 1971 года, совершили совместный полет и одновременные исследования Марса. Вывод на траекторию полета к Марсу осуществлен с промежуточной орбиты искусственного спутника Земли последними ступенями ракеты-носителя. Конструкция и состав аппаратуры «Марс-2» и «Марс-3» существенно отличаются от «Марс-1». Масса «Марс-2» («Марс-3») 4650 кг. Конструктивно «Марс-2» и «Марс-3» аналогичны, имеют орбитальный отсек и спускаемый аппарат. Основные устройства орбитального отсека: приборный отсек, блок баков двигательной установки, корректирующий ракетный двигатель с узлами автоматики, солнечные батареи, антенно-фидерные устройства и радиаторы системы терморегулирования. Спускаемый аппарат оборудован системами и устройствами, обеспечивающими отделение аппарата от орбитального отсека, переход его на траекторию сближения с планетой, торможение, спуск в атмосфере и мягкую посадку на поверхность Марса. Спускаемый аппарат был снабжен приборно-парашютным контейнером, аэродинамическим тормозным конусом и соединительной рамой, на которой размещен ракетный двигатель. Перед полетом спускаемый аппарат был подвергнут стерилизации. Космические аппараты для обеспечения полета имели ряд систем. В состав системы управления, в отличие от «Марс-1», дополнительно входили: гироскопическая стабилизированная платформа, бортовая ЦВМ и система космической автономной навигации. Кроме ориентации на Солнце, при достаточно большом удалении от Земли (~30 млн. км) проводилась одновременная ориентация на Солнце, звезду Канопус и Землю. Работа бортового радиотехнического комплекса для связи с Землей осуществлялась в дециметровом и сантиметровом диапазонах, а связь спускаемого аппарата с орбитальным отсеком — в метровом. Источником энергопитания служили 2 солнечные батареи и буферная аккумуляторная батарея. На спускаемом аппарате устанавливалась автономная химическая батарея. Система терморегулирования активная, с циркуляцией газа, заполняющего приборный отсек. Спускаемый аппарат имел экранно-вакуумную теплоизоляцию, радиационный нагреватель с регулируемой поверхностью и электронагреватель, двигательную установку многоразового действия.

В орбитальном отсеке находились научная аппаратура, предназначенная для измерений в межпланетном пространстве, а также для изучения окрестностей Марса и самой планеты с орбиты искусственного спутника; феррозондовый магнитометр; инфракрасный радиометр для получения карты распределения температуры по поверхности Марса; инфракрасный фотометр для изучения рельефа поверхности по поглощению излучения углекислым газом; оптический прибор для определения содержания паров воды спектральным методом; фотометр видимого диапазона для исследования отражательной способности поверхности и атмосферы; прибор для определения радиояркостной температуры поверхности по излучению на длине волны 3,4 см, определения ее диэлектрической проницаемости и температуры поверхностного слоя на глубине до 30-50 см; ультрафиолетовый фотометр для определения плотности верхней атмосферы Марса, содержания атомарного кислорода, водорода и аргона в атмосфере; счетчик частиц космических лучей;
энергоспектрометр заряженных частиц; измеритель энергии потока электронов и протонов от 30 эВ до 30 кэВ. На «Марс-2» и «Марс-3» находились 2 фототелевизионные камеры с различными фокусными расстояниями для фотографирования поверхности Марса, а на «Марс-3» также аппаратура «Стерео» для проведения совместного советско-французского эксперимента по изучению радиоизлучения Солнца на частоте 169 МГц. В спускаемом аппарате была установлена аппаратура для измерения температуры и давления атмосферы, масс- спектрометрического определения химического состава атмосферы, измерения скорости ветра, определения химического состава и физико-механических свойств поверхностного слоя, а также получения панорамы с помощью ТВ камер. Полет космического аппарата к Марсу продолжался более 6 месяцев, с «Марс-2» проведено 153, с «Марс-3» — 159 сеансов радиосвязи, получен большой объем научной информации. На расстояния установка орбитального отсека, и космический аппарат «Марс-2» перешел на орбиту искусственного спутника Марса с периодом обращения 18 ч. 8 июня, 14 ноября и 2 декабря 1971 года проведены коррекции орбиты «Марс-3». Отделение спускаемого аппарата осуществлено 2 декабря в 12 ч 14 мин по московскому времени на расстоянии 50 тыс. км от Марса. Через 15 мин, когда расстояние между орбитальным отсеком и спускаемым аппаратом было не более 1 км, аппарат перешел на траекторию встречи с планетой. Спускаемый аппарат двигался 4,5 ч к Марсу и в 16 ч 44 мин вошел в атмосферу планеты. Спуск в атмосфере до поверхности продолжался немногим более 3 мин. Спускаемый аппарат совершил посадку в южном полушарии Марса в районе с координатами 45° ю. ш. и 158° з. д. На борту аппарата был установлен вымпел с изображением Государственного герба СССР. Орбитальный отсек «Марс-3» после отделения спускаемого аппарата двигался по траектории, проходящей на расстоянии 1500 км от поверхности Марса. Тормозная двигательная установка обеспечила переход ее на орбиту спутника Марса с периодом обращения ~12 сут. 19 ч. 2 декабря в 16 ч 50 мин 35 с началась передача видеосигнала с поверхности планеты. Сигнал был принят приемными устройствами орбитального отсека и в сеансах связи 2-5 декабря передан на Землю.

Орбитальные отсеки космических аппаратов свыше 8 месяцев осуществляли комплексную программу исследований Марса с орбит его спутников. За это время орбитальный отсек «Марс-2» совершил 362 оборота, «Марс-3» — 20 оборотов вокруг планеты. Исследования свойств поверхности и атмосферы Марса по характеру излучения в видимом, инфракрасном, ультрафиолетовом диапазонах спектра и в диапазоне радиоволн позволили определить температуру поверхностного слоя, установить ее зависимость от широты и времени суток; на поверхности выявлены тепловые аномалии; оценены теплопроводность, тепловая инерция, диэлектрическая проницаемость и отражательная способность грунта; измерена температура северной полярной шапки (ниже -110 °С). По данным о поглощении инфракрасной радиации углекислым газом получены высотные профили поверхности по трассам полета. Определено содержание водяного пара в различных областях планеты (примерно в 5 тыс. раз меньше, чем в земной атмосфере). Измерения рассеянной ультрафиолетовой радиации дали сведения о структуре атмосферы Марса (протяженность, состав, температура). Методом радиозондирования определены давление и температура у поверхности планеты. По изменению прозрачности атмосферы получены данные о высоте пылевых облаков (до 10 км) и размерах пылевых частиц (отмечено большое содержание мелких частиц — около 1 мкм). Фотографии позволили уточнить оптическое сжатие планеты, построить профили рельефа по изображению края диска и получить цветные изображения Марса, обнаружить свечение атмосферы на 200 км за линией терминатора, изменение цвета вблизи терминатора, проследить слоистую структуру марсианской атмосферы.

«Марс-4», «Марс-5», «Марс-6» и «Марс-7» запущены 21 июля, 25 июля, 5 и 9 августа 1973 года. Впервые полет по межпланетной трассе одновременно совершили четыре космических аппарата. «Марс-4» и «Марс-5» предназначались для исследования Марса с орбиты искусственного спутника Марса; «Марс-6» и «Марс-7» имели в своем составе спускаемые аппараты. Вывод космического аппарата на траекторию полета к Марсу осуществлен с промежуточной орбиты искусственного спутника Земли. На трассе перелета с космического аппарата регулярно проводились сеансы радиосвязи для измерения параметров движения, контроля состояния бортовых систем и передачи научной информации. Кроме советской научной аппаратуры, на борту станций «Марс-6» и «Марс-7» были установлены французские приборы, предназначенные для проведения совместных советско -французских экспериментов по исследованию радиоизлучения Солнца (аппаратура «Стерео»), по изучению солнечной плазмы и космических лучей. Для обеспечения вывода космического аппарата в расчетную точку околопланетного пространства во время полета проводились коррекции траектории их движения. «Марс-4» и «Марс-5», пройдя путь ~460 млн. км, 10 и 12 февраля 1974 года достигли окрестностей Марса. Вследствие того, что тормозная двигательная установка не включилась, космический аппарат «Марс-4» прошел около планеты на расстоянии 2200 км от ее поверхности.

При этом с помощью фототелевизионного устройства были получены фотографии Марса. 12.2.1974 на космическом аппарате «Марс-5» была включена корректирующая тормозная двигательная установка (КТДУ-425А), и в результате проведенного маневра аппарат вышел на орбиту искусственного спутника Марса. Космические аппараты «Марс-6» и «Марс-7» достигли окрестности планеты Марс соответственно 12 и 9 марта 1974 года. При подлете к планете космический аппарат «Марс-6» автономно с помощью бортовой системы астронавигации была проведена заключительная коррекция его движения, и от космического аппарата отделился спускаемый аппарат. Включением двигательной установки был обеспечен перевод спускаемого аппарата на траекторию встречи с Марсом. Спускаемый аппарат вошел в атмосферу Марса и начал аэродинамическое торможение. При достижении заданной перегрузки был сброшен аэродинамический конус и введена в действие парашютная система. Информация со спускаемого аппарата во время его снижения принималась космическим аппаратом «Марс-6», продолжавшим движение по гелиоцентрической орбите с минимальным расстоянием от поверхности Марса ~1600 км, и ретранслировалась на Землю. С целью исследования параметров атмосферы на спускаемом аппарате были установлены приборы для измерений давления, температуры, химического состава и датчики перегрузок. Спускаемый аппарат космического аппарата «Марс-6» достиг поверхности планеты в районе с координатами 24° ю. ш. и 25° з. д. Спускаемый аппарат космического аппарата «Марс-7» (после отделения от станции) не удалось перевести на траекторию встречи с Марсом, и он прошел около планеты на расстоянии 1300 км от ее поверхности.

Запуски космических аппаратов серии «Марс» осуществлялись ракетой- носителем «Молния» («Марс-1») и ракетой-носителем «Протон» с дополнительной 4-й ступенью («Марс-2» — «Марс-7»).

Вакуум, невесомость, жесткое излучение, удары микрометеоритов, отсутствие опоры и выделенных направлений в пространстве -- все это факторы космического полета, практически не встречающиеся на Земле. Чтобы совладать с ними, космические аппараты оснащают множеством приспособлений, о которых в обыденной жизни никто и не задумывается. Водителю, например, обычно не надо заботиться об удержании автомобиля в горизонтальном положении, а для поворота достаточно покрутить баранку. В космосе же перед любым маневром приходится проверять ориентацию аппарата по трем осям, а повороты выполняются двигателями -- ведь нет дороги, от которой можно оттолкнуться колесами. Или вот, например, двигательная установка -- ее упрощенно представляют баками с топливом и камерой сгорания, из которой вырываются языки пламени. Между тем в ее состав входит множество приспособлений, без которых двигатель в космосе не заработает, а то и вовсе взорвется. Все это делает космическую технику неожиданно сложной по сравнению с земными аналогами. Детали ракетного двигателя

На большинстве современных космических аппаратов стоят жидкостные ракетные двигатели. Однако в невесомости непросто обеспечить для них устойчивую подачу топлива. В отсутствие силы тяжести любая жидкость под влиянием сил поверхностного натяжения стремится принять форму шара. Обычно внутри бака образуется множество плавающих шаров. Если компоненты топлива будут поступать неравномерно, чередуясь с газом, заполняющим пустоты, горение будет неустойчивым. В лучшем случае произойдет остановка двигателя -- он буквально «подавится» газовым пузырем, а в худшем -- взрыв. Поэтому для запуска двигателя нужно прижать топливо к заборным устройствам, отделив жидкость от газа. Один из способов «осадить» топливо -- включить вспомогательные двигатели, например, твердотопливные или работающие на сжатом газе. На короткое время они создадут ускорение, и жидкость по инерции прижмется к топливозаборнику, одновременно освободившись от пузырьков газа. Другой способ -- добиться, чтобы первая порция жидкости всегда оставалась в заборнике. Для этого возле него можно поставить сетчатый экран, который за счет капиллярного эффекта будет удерживать часть топлива для запуска двигателя, а когда он заработает, остальное «осядет» по инерции, как в первом варианте.

Но есть и более радикальный способ: залить топливо в эластичные мешки, помещенные внутрь бака, после чего закачивать в баки газ. Для наддува обычно используют азот или гелий, запасая их в баллонах высокого давления. Конечно, это лишний вес, зато при небольшой мощности двигателя можно избавиться от топливных насосов -- давление газа обеспечит подачу компонентов по трубопроводам в камеру сгорания. Для более мощных двигателей без насосов с электрическим, а то и с газотурбинным приводом не обойтись. В последнем случае турбину раскручивает газогенератор -- маленькая камера сгорания, сжигающая основные компоненты или специальное топливо.

Маневрирование в космосе требует высокой точности, а значит, нужен регулятор, который постоянно корректирует расход топлива, обеспечивая расчетную силу тяги. При этом важно поддерживать правильное соотношение горючего и окислителя. Иначе эффективность двигателя упадет, и вдобавок один из компонентов топлива кончится раньше другого. Расход компонентов измеряют, помещая в трубопроводы небольшие крыльчатки, частота вращения которых зависит от скорости потока жидкости. А в маломощных двигателях расход жестко задается калиброванными шайбами, установленными в трубопроводах.

Для безопасности двигательную установку снабжают аварийной защитой, выключающей неисправный двигатель до того, как он взорвется. Управляет ею автоматика, поскольку в экстренных ситуациях температура и давление в камере сгорания могут меняться очень быстро. В целом двигатели и топливно-трубопроводное хозяйство -- объект повышенного внимания в любом космическом аппарате. Запасом топлива во многих случаях определяется ресурс современных спутников связи и научных зондов. Часто создается парадоксальная ситуация: аппарат полностью исправен, но не может работать из-за исчерпания топлива или, например, утечки газа для наддува баков.

Современные космические аппараты становятся все технологичнее и меньше, и запускать такие спутники тяжелыми ракетами невыгодно. Вот тут и пригодится легкий "Союз". Первый старт и начало летных испытаний - уже в будущем году.

Включаю гидравлику. Испытания начинаем. Перегрузка 0,2, частота 11.

Эта платформа - имитация железнодорожного вагона, на ней ценный груз - ракета. Идет проверка топливного бака ракеты "Союз 2-1В" - на прочность.

"Он должен выдержать всё, все нагрузки. Датчики должны показывать, что внутри не произошло какой-то аварийной ситуации", - рассказывает Борис Баранов, заместитель начальника исследовательско-испытательного комплекса ЦСКБ "Прогресс".

Ракету трясут не переставая 100 часов. Уровень нагрузки постоянно растет. В таких испытаниях создают всё, что может произойти в пути от Самары до места пуска - космодрома.

Испытания закончены, всем спасибо.

Так от испытания к испытанию рождается новая ракета. Двухступенчатый легкий носитель "Союз 2 1В" - на финишной прямой. Это собранная первая ступень, та самая, которая отвечает за отрыв ракеты от земли.

Двигатель НК-33 - мощный и очень экономичный.

Двигатель с легендарной историей. В 1968 году в связки из 34 штук он давал невообразимую мощь лунной ракете Н-1, "царь-ракете", которая должна была лететь на Луну.

Уже тогда реактивная тяга двигателя составляла 154 тонны.

"Ракета не пошла, двигатель остался, и сейчас мы используем его для новых разработок. Он прекрасно работает на всех испытаниях", - рассказал первый заместитель генерального директора, генеральный конструктор ЦСКБ "Прогресс" Равиль Ахметов.

Интерес к этому двигателю и в те - годы был огромен. Часть НК-33 купили американцы, испытали их и даже лицензировали. Уже были произведены несколько запусков носителей с этим двигателем по американской космической программе. Спустя десятилетия в стенах российского ЦСКБ "Прогресс" рождается новая ракета с хорошо отработанным сердцем. "По прошествии времени двигатель отработал без замечаний. Мы решили наши заделы, нашу интеллектуальную собственность реализовать в "Союз 2-1В", - рассказал генеральный директор ЦСКБ "Прогресс" Александр Кирилин. С таким привычным названием "Союз", с такой сложной шифровкой "2-1В". Конструкторы утверждают - "Союз" должен быть во всех модификациях, тем более в легкой. Современные космические аппараты - всё технологичнее и меньше, и запускать такие спутники тяжелыми ракетами невыгодно. "Это проект, где фактически отсутствуют боковые блоки, ракета представляет собой центральный блок, но увеличенный в размерах, всё это позволяет реализовать возможность выведения аппаратов легкого класса на орбиты. Уникальность легкого "Союза" в том, что мы его удачно вписали в существующие стартовые сооружения", - поясняет первый заместитель генерального директора, главный инженер ЦСКБ "Прогресс" Сергей Тюлевин. Легкий "Союз" будет доставлять в космос спутники весом до трех тонн. Первый старт и начало летных испытаний - уже в начале будущего года.

1. Понятие и особенности спускаемой капсулы

1.1 Назначение и компоновка

1.2 Спуск с орбиты

2. Конструкция СК

2.1 Корпус

2.2 Теплозащитное покрытие

Список использованной литературы

Спускаемая капсула (СК) космического аппарата (КА) предназначена для оперативной доставки специальной информации с орбиты на Землю. На космическом аппарате устанавливаются две спускаемые капсулы (рис.1).

Рисунок 1.

СК представляет собой контейнер для носителя информации, соединенный с пленко-протяжным тактом КА и снабженный комплексом систем и устройств, обеспечивающих сохранность информации, спуск с орбиты, мягкую посадку и обнаружение СК во время спуска и после приземления.

Основные характеристики СК

Масса СК в сборе - 260 кг

Наружный диаметр СК - 0,7 м

Максимальный размер СК в сборе - 1,5 м

Высота орбиты КА - 140 - 500 км

Наклонение орбиты КА - 50,5 - 81 град.

Корпус СК (рис.2) изготовлен из алюминиевого сплава, имеет форму близкую к шару и состоит из двух частей: герметичной и негерметичной. В герметичной части расположены: катушка о носителем спец.информации, система поддержания теплового режима, система герметизации щели, соединяющей герметичную часть СК с пленко-протяжным трактом КА, КВ передатчики, система самоликвидации и другая аппаратура. В негерметичной части размещены парашютная система, дипольные отражатели и контейнер "Пеленг УКВ". Дипольные отражатели, КВ передатчики и контейнер "Пеленг-УКВ" обеспечивают обнаружение СК в конце участка спуска и после приземления.

Снаружи корпус СК защищен от аэродинамического нагрева слоем теплозащитного покрытия.

На спускаемой капсуле с помощью стяжных отстреливаемых лент (рис.2) установлены две платформы 3, 4 c пневмоагрегатом стабилизации СК 5, тормозным двигателем 6 и телеметрической аппаратурой 7.

Перед установкой на КА опускаемая капсула соединяется тремя замками 9 системы отделения с переходной рамой 8. После этого рама стыкуется с корпусом КА. Совпадение щелей пленко-протяжных трактов КА и СК обеспечивается двумя направляющими штифтами, установленными на корпусе КА, а герметичность соединения - резиновой прокладкой, установленной на СК по контуру щели. Снаружи СК закрывается пакетами экрано-вакуумной теплоизоляции (ЗВТИ).

Отстрел СК от корпуса КА производится с расчетное время после герметизации щели пленко-протяжного тракта, сброса пакетов ЗВТИ и разворота КА на угол тангажа, обеспечивающий оптимальную траекторию спуска СК в район посадки. По команде БЦВМ космического аппарата срабатывают замки 9 (рис.2) и СК с помощью четырех пружинных толкателей 10 отделяется от корпуса КА. Последовательность срабатывания систем СК на участках спуска и приземления следующая (рис.3):

Раскрутка капсулы относительно оси X (рис.2) с целью сохранения требуемого направления вектора силы тяги тормозного двигателя в процессе его работы, раскрутка осуществляется пневмоагрегатом стабилизации (ПАС);

Включение тормозного двигателя;

Гашение при помощи ПАС угловой скорости вращения СК;

Отстрел тормозного двигателя и ПАС (в случае несрабатывания стяжных лент через 128 с происходит самоликвидация СК);

Отстрел крышки парашютной системы, ввод в действие тормозного парашюта и дипольных отражателей, сброс лобовой теплозащиты (для уменьшения массы СК);

Нейтрализация средств самоликвидации СК;

Отстрел тормозного парашюта и ввод в действие основного;

Наддув баллона контейнера "Пеленг УКВ" и включение КБ и УКВ передатчиков;

Включение по сигналу изотопного высотомера двигателя мягкой посадки, приземление;

Включение в ночное время по сигналу фотодатчика светоимпульсного маяка.

Корпус СК (рис.4) состоит из следующих основных частей: корпуса центральной части 2, днища 3 и крышки парашютной системы I, изготовленных из алюминиевого сплава.

Корпус центральной части вместе о днищем образует герметичный отсек, предназначенный для размещения носителя спец.информации и аппаратуры. Соединение корпуса c днищем осуществляется при помощи шпилек 6 с использованием прокладок 4, 5 из вакуумной резины.

Крышка парашютной системы соединяется с корпусом центральной части посредством замков - толкателей 9.

Корпус центральной части (рис.5) представляет собой сварную конструкцию и состоит из переходника I, оболочки 2, шпангоутов 3,4 и кожуха 5.

Переходник I изготовлен из двух частей, сваренных встык. На торцевой поверхности переходника имеется канавка для резиновой прокладки 7, на боковой поверхности - бобышки с глухими резьбовыми отверстиями, предназначенными для установки парашютной системы. Шпангоут 3 служит для соединения корпуса центральной части с днищем при помощи шпилек 6 и для крепления приборной рамы.

Шпангоут 4 является силовой частью СК, изготавливается из поковки и имеет вафельную конструкцию. В шпангоуте со стороны герметичной части на бобышках разделаны глухие резьбовые отверстия, предназначенные для крепления приборов, сквозные отверстия "Ц" для установки герморазъемов 9 и отверстия "Ф" для установки замков-толкателей крышки парашютной системы. Кроме того, в шпангоуте имеется паз под шланг системы герметизации щели 8. Бобышки "К" предназначены для стыковки СК с переходной рамой с помощью замков II.

Со стороны парашютного отсека переходник I закрыт кожухом 5, который крепится винтами 10.

На корпусе центральной части имеются четыре отверстия 12, служащие для установки механизма сброса лобовой теплозащиты.

Днище (рис.6) состоит из шпангоута I и сферической оболочки 2, сваренных между собой встык. В шпангоуте имеются две кольцевые канавки для резиновых прокладок, отверстия "А" для соединения днища о корпусом центральной части, три бобышки "К" о глухими резьбовыми отверстиями, предназначенный для такелажных работ о СК. Для проверки герметичности СК в шпангоуте выполнено резьбовое отверстие с установленной в него заглушкой 6. В центре оболочки 2 с помощью винтов 5 закреплен штуцер 3, служащий для проведения гидропневмоиспытаний СК на заводе-изготовителе.

Крышка парашютной системы (рис.7) состоит из шпангоута I и оболочки 2, сваренных встык. В полюсной части крышки имеется щель, через которую проходит хвостовик переходника корпуса центральной части. На наружной поверхности крышки установлены трубки 3 блока барореле и приварены кронштейны 6, предназначенные для крепления отрывных разъемов 9. С внутренней стороны крышки к оболочке приварены кронштейны 5, служащие для крепления тормозного парашюта. Жиклеры 7 связывают полость парашютного отсека с атмосферой.

Теплозащитное покрытие (ТЗП) предназначено для защиты металлического корпуса СК и находящейся в нем аппаратуры от аэродинамического нагрева при спуске с орбиты.

Конструктивно ТЗП СК состоит из трех частей (рис.8): ТЗП крышки парашютной системы I, ТЗП корпуса центральной части 2 и ТЗП днища 3, зазоры между которыми заполнены герметикой "Виксинт".

ТЗП крышки I представляет собой асботекстолитовую оболочку переменной толщины, скрепленную с теплоизоляционным подслоем из материала ТИМ. Подслой соединяется с металлом и асботекстолитом при помощи клея. Внутренняя поверхность крышки и наружная поверхность переходника пленко-протяжного тракта оклеиваются материалом ТИМ и поропластом. В ТЗП крышки имеются:

Четыре отверстия для доступа к замкам крепления лобовой теплозащиты, заглушаемые резьбовыми пробками 13;

Четыре отверстия для доступа к пирозамкам крепления крышки к корпусу центральной части СК, заглушаемые пробками 14;

Три кармана, служащие для установки СК на переходной раме и закрываемые накладками 5;

Отверстия под отрывные электроразъемы, закрываемые накладками.

Накладки устанавливаются на герметике и крепятся титановыми винтами. Свободное пространство в местах установки накладок заполняется материалом ТИМ, наружная поверхность которого покрывается слоем асботкани и слоем герметика.

В зазор между хвостовиком пленко-протяжного тракта и торцем выреза ТЗП крышки укладывается поропластовый шнур, на который наносится слой герметика.

ТЗП корпуса центральной части 2 состоит из двух асботекстолитовых полуколец, установленных на клее и соединенных двумя накладками II. Полукольца и накладки крепятся к корпусу титановыми винтами. На ТЗП корпуса имеются восемь плат 4, предназначенных для установки платформ.

ТЗП днища 3 (лобовая теплозащита) представляет собой сферическую асботекстолитовую оболочку равной толщины. С внутренней стороны к ТЗП стеклопластиковыми винтами крепится титановое кольцо, которое служит для соединения ТЗП с корпусом центральной части при помощи механизма сброса. Зазор между ТЗП днища и металлом заполняется герметиком с адгезией к ТЗП. С внутренней стороны днище оклеивается слоем теплоизоляционного материала ТИМ толщиной 5 мм.

2.3 Размещение аппаратуры и агрегатов

Аппаратура размещена в СК таким образом, чтобы обеспечивались удобство доступа к каждому прибору, минимальная длина кабельной сети, требуемое положение центра масс СК и требуемое положение прибора относительно вектора перегрузки.