11 декабря 2013 в 14:43

Пилотируемая посадка космического аппарата

• Космонавтика

Всем доброго времени суток, насыщенным у нас выдался прошлый месяц. Сначала старт корабля «Союз ТМА-11М», потом спуск «Союза ТМА-09М», и на десерт, старт корабля «Прогресс М-21М» по 4-х суточной схеме стыковки со сближением с МКС на 2-ые сутки полета на очень небольшое расстояние. Так как основная моя работа это обеспечение спусков космических аппаратов, в этой статье я расскажу об особенностях организации завершения пилотируемых программ на примере крайней посадки (“олимпийского” Союза ТМА-09М).

Введение

Сразу стоит оговориться, что организация пилотируемого полета довольно сильно отличается от беспилотных миссий, но в любом случае все работы по проведению динамических операций в космосе можно разделить на два этапа: проектный и оперативный, только в случае пилотируемых миссий эти этапы, как правило, занимают значительно больше времени. В этой статье я буду в основном затрагивать оперативную часть, так как работы по баллистическому проектированию спуска ведутся непрерывно и включают в себя различные исследования по оптимизации всевозможных факторов, влияющих на безопасность и комфорт экипажа при посадке. Итак, начнем.

За 40 суток

Проводятся первые прикидочные расчеты спуска с целью определения районов посадки. Зачем это делается? В настоящее время штатный управляемый спуск российских кораблей может производиться только в 13 фиксированных районов посадки, расположенных в Республике Казахстан. Этот факт накладывает массу ограничений, связанных в первую очередь с необходимостью предварительного согласования с нашими иностранными партнерами всех динамических операций. Основные сложности возникают при посадке осенью и весной – это связано с сельскохозяйственными работами в районах посадки. Этот факт необходимо учитывать, ведь кроме обеспечения безопасности экипажа, необходимо также обеспечивать безопасность местного населения и поисково-спасательной службы (ПСС). Помимо штатных районов посадки, существуют еще области посадки при срыве на баллистический спуск, которые также должны быть пригодны для приземления.

За 10 суток

Уточняются предварительные расчеты по траекториям спуска с учетом последних данных о текущей орбите МКС и характеристиках пристыкованного корабля. Дело в том, что с момента старта до спуска проходит достаточно большой промежуток времени, и массо-центровочные характеристики аппарата меняются, кроме того, большой вклад вносит тот факт, что вместе с космонавтами на Землю возвращаются полезные грузы со станции, которые могут существенно изменить положение центра масс спускаемого аппарата. Тут необходимо пояснить, почему это важно: форма космического корабля «Союз» - напоминает фару, т.е. никаких аэродинамических органов управления у него нет, но для получения необходимой точности посадки необходимо осуществлять управление траекторией в атмосфере. Для этого в «Союзе» предусмотрена газодинамическая система управления, но она не способна компенсировать все отклонения от номинальной траектории, поэтому в конструкцию аппарата искусственно добавляется лишний балансировочный груз, цель которого сместить центр давления из центра масс, что позволит управлять траекторией спуска, переворачиваясь по крену. Уточненные данные по основной и резервной схемам отправляются в ПСС. По этим данным производится облет всех расчетных точек и выносится заключение о возможности приземления в эти районы.

За 1 сутки

Окончательно уточняется траектория спуска с учетом последних измерений положения МКС, а также прогноза ветровой обстановки в основном и резервных районах посадки. Это необходимо делать из-за того что на высоте порядка 10км раскрывается парашютная система. К этому моменту времени система управления спуском уже сделала свою работу и никак скорректировать траекторию не может. По-сути, на аппарат действует только ветровой снос, который нельзя не учитывать. На рисунке ниже показан один из вариантов моделирования ветрового сноса. Как видно после ввода парашюта траектория сильно меняется. Ветровой снос иногда может составлять до 80% от допустимого радиуса круга рассеивания, поэтому точность метеопрогноза очень важна.

В сутки спуска:
В обеспечении спуска космического аппарата на землю кроме баллистической и поисково-спасательной службы участвует еще много подразделений таких как:

• служба управления транспортными кораблями;
• служба управления МКС;
• служба, отвечающая за здоровье экипажа;
• телеметрическая и командная службы и др.

Только после доклада о готовности всех служб, руководителями полета может быть принято решение о проведении спуска по намеченной программе.
После этого происходит закрытие переходного люка и расстыковка корабля от станции. За проведение расстыковки отвечает отдельная служба. Тут необходимо заранее рассчитать направление расстыковки, а также импульс, который необходимо приложить к аппарату, чтобы не допустить столкновение со станцией. При расчете траектории спуска схема расстыковки также учитывается. После расстыковки корабля еще есть некоторое время до включения тормозного двигателя. В это время происходит проверка всего оборудования, проводятся траекторные измерения, и уточняется точка посадки. Это последний момент, когда еще что-то можно уточнить. Затем включается тормозной двигатель. Это один из самых важных этапов спуска, поэтому он контролируется постоянно. Такие меры необходимы для того, чтобы в случае нештатной ситуации понять по какому сценарию идти дальше. При штатной отработке импульса через некоторое время происходит разделение отсеков корабля (спускаемый аппарат отделяется от бытового и приборно-агрегатного отсеков, которые затем сгорают в атмосфере). Если при входе в атмосферу система управления спуском решает, что она не в состоянии обеспечить приземление спускаемого аппарата в точке с требуемыми координатами, то корабль «срывается» в баллистический спуск. Так как это все происходит уже в плазме (нет радиосвязи), то установить по какой траектории движется аппарат можно только после возобновления радиосвязи. Если произошел срыв на баллистический спуск, необходимо быстро уточнить предполагаемую точку посадки и передать ее поисково-спасательной службе. В случае же штатного управляемого спуска корабль еще в полете начинают «вести» специалисты ПСС и мы можем увидеть в прямом эфире спуск аппарата на парашюте и даже, если повезет, работу двигателей мягкой посадки (как на рисунке).

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.

Космические корабли «Союз»

«Союз» — наименование серии советских космических кораблей для полетов по орбите вокруг Земли; программа их разработки (с 1962 года) и запусков (с 1967 года; беспилотных модификаций — с 1966 года). Космические корабли «Союз» предназначены для решения широкого круга задач в околоземном космическом пространстве: отработки процессов автономной навигации, управления, маневрирования, сближения и стыковки; изучения воздействий условий длительного космического полета на организм человека; проверки принципов использования пилотируемых кораблей для исследований Земли в интересах народного хозяйства и выполнения транспортных операций для связи с орбитальными станциями; проведения научно-технических экспериментов в космическом пространстве и другого.

Масса полностью заправленного и укомплектованного корабля от 6,38 т (первоначальные варианты) до 6,8 т, численность экипажа 2 человека (3 человека — в модификациях до 1971 года), максимально достигнутая продолжительность автономного полета 17,7 суток (с экипажем 2 человека), длина (по корпусу) 6,98-7,13 м, диаметр 2,72 м, размах панелей солнечных батарей 8,37 м, объем двух жилых отсеков по гермокорпусу 10,45 м3, свободный — 6,5 м3. Космический корабль «Союз» состоит из трех основных отсеков, которые механически соединяются между собой и разделяются с помощью пиротехнических устройств. В состав корабля входят: система ориентации и управления движением в полете и при спуске; система двигателей причаливания и ориентации; сближающе-корректирующая двигательная установка; системы радиосвязи, электропитания, стыковки, радионаведения и обеспечения сближения и причаливания; система приземления и мягкой посадки; система жизнеобеспечения; система управления бортовым комплексом аппаратуры и оборудования.

Спускаемый аппарат — масса 2,8 т, диаметр 2,2 м, длина 2,16 м, объем по внутренним обводам обитаемого отсека 3,85 м3, — служит для размещения экипажа на участке выведения «Союза» на орбиту, при управлении корабля в полете по орбите, во время спуска в атмосфере, парашютирования, приземления. Герметичный корпус спускаемого аппарата, выполненный из алюминиевого сплава, имеет коническую форму, в нижних и верхних частях переходящую в сферу. Для удобства монтажа аппаратуры и оборудования внутри спускаемого аппарата лобовая часть корпуса выполнена съемной. Снаружи корпус имеет теплоизоляцию, конструктивно состоящую из лобового экрана (отстреливаемого на участке парашютирования), боковой и донной теплозащиты, форма аппарата и положение центра масс обеспечивают управляемый спуск с аэродинамическим качеством (~0,25). В верхней части корпуса имеется люк (диаметр «в свету» 0,6 м) для сообщения с обитаемым орбитальным отсеком и выхода экипажа из спускаемого аппарата после приземления. Спускаемый аппарат оснащен тремя иллюминаторами, из которых два имеют трехстекольную конструкцию и один — двухстекольную (в месте установки визира-ориентатора). В корпусе размещены два герметичных, закрытых отстреливаемыми крышками парашютных контейнера. На лобовой части корпуса установлены 4 двигателя мягкой посадки. Скорость приземления на основной парашютной системе с учетом импульса двигателей мягкой посадки не более 6 м/с. Спускаемый аппарат рассчитан па посадку в любое время года на грунты различного типа (в т. ч. скальные) и открытые водоемы. При посадке на водоемы экипаж может находиться в аппарате «на плаву» до 5 суток.

В спускаемом аппарате размещены пульт космонавтов, ручки управления космическим кораблем, приборы и оборудование основных и вспомогательных систем корабля, контейнеры для возвращаемой научной аппаратуры, резервный запас (продукты, снаряжение, медикаменты и другое), обеспечивающий жизнедеятельность экипажа в течение 5 суток после приземления, средства радиосвязи и пеленгации на участках спуска и после посадки и т.д. Внутри корпус и оборудование спускаемого аппарата покрыты теплоизоляцией в сочетании с декоративной обшивкой. При выведении «Союза» на орбиту, спуске на Землю, проведении операций по стыковке и расстыковке члены экипажа находятся в скафандрах (введены после 1971 года). Для обеспечения полета по программе ЭПАС в спускаемом аппарате был предусмотрен пульт управления совместимыми (работающими на одинаковых частотах) радиостанциями и внешними огнями, а для передачи цветного телевизионного изображения были установлены специальные светильники.

Обитаемый орбитальный (бытовой) отсек — масса 1,2-1,3 т, диаметр 2,2 м, длина (со стыковочным агрегатом) 3,44 м, объем по внутренним обводам герметичного корпуса 6,6 м3, свободный объем 4 м3 — используется в качестве рабочего отсека при проведении научных экспериментов, для отдыха экипажа, перехода его в другой космический корабль и для выхода в космическое пространство (выполняет роль шлюзовой камеры). Герметичный корпус орбитального отсека, выполненный из магниевого сплава, представляет собой две полусферические оболочки диаметром 2,2 м, соединенные цилиндрической вставкой высотой 0,3 м. Отсек имеет два обзорных иллюминатора. В корпусе расположены два люка, один из которых соединяет орбитальный отсек с спускаемым аппаратом, а другой (диаметр «в свету» 0,64 м) служит для посадки экипажа в космический корабль на стартовой позиции и для выхода в космос. В отсеке расположены пульт управления, приборы и агрегаты основных и вспомогательных систем корабля, бытовое оборудование, научная аппаратура. При отработке и обеспечении стыковки автоматических и пилотируемых модификаций космических кораблей в случае использования их в качестве транспортных кораблей в верхней части орбитального отсека устанавливается стыковочный агрегат, выполняющий следующие функции: поглощение (демпфирование) энергии соударения кораблей; первичную сцепку; выравнивание и стягивание кораблей; жесткое соединение конструкций кораблей (начиная с «Союз-10» — с созданием герметичного стыка между ними); расстыковку и разделение космических кораблей. В корабле «Союз» нашли применение три типа стыковочных устройств:
первый, выполненный по схеме «штырь-конус»; второй, также выполненный по этой схеме, но с созданием герметичного стыка между состыковавшимися кораблями для обеспечения перехода экипажа из одного корабля в другой;
(третий в эксперименте по программе ЭПАС), представляющий собой новое, технически более совершенное устройство — андрогинный периферийный агрегат стыковки (АПАС). Конструктивно стыковочное устройство первых двух типов состоит из двух частей: активного стыковочного агрегата, устанавливаемого на одном из кораблей и снабженного механизмом для осуществления всех действий по стыковке, и пассивного стыковочного агрегата, устанавливаемого на другом космическом корабле.

Приборно-агрегатный отсек массой 2,7-2,8 т предназначен для размещения аппаратуры и оборудования основных систем космического корабля, обеспечивающих орбитальный полет. Он состоит из переходной, приборной и агрегатной секций. В переходной секции, выполненной в виде форменной конструкции, соединяющей спускаемый аппарат с приборной секцией, установлено 10 двигателей причаливания и ориентации с тягой 100 Н каждый, топливные баки и система подачи однокомпонентного топлива (перекиси водорода). Герметичная приборная секция объемом 2,2 м3, имеет форму цилиндра диаметром 2,1 м, высотой 0,5 м с двумя съемными крышками. В приборной секции размещены приборы систем ориентации и управления движением, управления бортовым комплексом аппаратуры и оборудования корабля, радиосвязи с Землей и программно-временного устройства, телеметрии, единого электропитания. Корпус агрегатной секции выполнен в виде цилиндрической оболочки, переходящей в коническую и заканчивающейся базовым шпангоутом, предназначенным для установки корабля на ракету-носитель. Снаружи агрегатной секции расположен большой радиатор-излучатель системы терморегулирования, 4 двигателя причаливания и ориентации, 8 двигателей ориентации. В агрегатной секции размещена сближающе-корректирующая двигательная установка КТДУ-35, состоящая из основного и дублирующего двигателей с тягой по 4,1 кН, топливных баков и системы подачи двухкомпонентного топлива. Около базового шпангоута установлены антенны радиосвязи и телеметрии, ионные датчики системы ориентации и часть батарей системы единого электропитания корабля. Солнечные батареи (на кораблях, используемых в качестве транспортных кораблей для обслуживания орбитальных станций «Салют», не устанавливаются) выполнены в виде двух «крыльев» из 3-4 створок каждое. На концевых створках батарей размещены антенны радиосвязи, телеметрии и цветные бортовые огни ориентации (в эксперименте по программе ЭПАС).

Все отсеки космического корабля снаружи закрыты экранно-вакуумной теплоизоляцией зеленого цвета. При выведении на орбиту — на участке полета в плотных слоях атмосферы корабль закрыт сбрасываемым головным обтекателем, оснащенным двигательной установкой системы аварийного спасения.

Система ориентации и управления движением корабля может работать как в автоматическом режиме, так и в режиме ручного управления. Бортовая аппаратура получает энергию от централизованной системы электропитания, включающей солнечные, а также автономные химические батареи и буферные батареи. После стыковки космического корабля с орбитальной станцией солнечные батареи могут использоваться в общей системе электропитания.

Система жизнеобеспечения включает блоки регенерации атмосферы спускаемого аппарата и орбитального отсека (близкой по своему составу воздуху Земли) и терморегулирования, запасы пищи и воды, ассенизационно-санитарное устройство. Регенерация обеспечивается веществами, поглощающими углекислый газ с одновременным выделением кислорода. Специальные фильтры поглощают вредные примеси. На случай возможной аварийной разгерметизации жилых отсеков для экипажа предусмотрены скафандры. При работе в них условия для жизнедеятельности создаются подачей в скафандр воздуха от бортовой системы наддува.

Система терморегулирования поддерживает температуру воздуха в жилых отсеках в пределах 15-25 °С и относит. влажность в пределах 20-70%; температуру газа (азот) в приборной секции 0-40°С.

Комплекс радиотехнических средств предназначен для определения параметров орбиты космического корабля, приема команд с Земли, двухсторонней телефонной и телеграфной связи с Землей, передачи на Землю телевизионных изображений обстановки в отсеках и внешней обстановки, наблюдаемой ТВ камерой.

За 1967 — 1981 гг. выведено на орбиту искусственного спутника Земли 38 пилотируемых космических кораблей «Союз».

«Союз-1», пилотируемый В.М.Комаровым, был запущен 23.4.1967 с целью испытаний корабля и отработки систем и элементов его конструкции. При спуске (на 19-м витке) «Союз-1» благополучно прошел участок торможения в плотных слоях атмосферы и погасил первую космическую скорость. Однако вследствие ненормальной работы парашютной системы на высоте ~7 км спускаемый аппарат снижался с большой скоростью, что привело к гибели космонавта.

Космический корабль «Cоюз-2» (беспилотный) и «Союз-3» (пилотируемый Г.Т.Береговым) совершили совместный полет для проверки работы систем и конструкции, отработки сближения и маневрирования. По окончании совместных экспериментов корабли совершили управляемый спуск с использованием аэродинамического качества.

На кораблях «Союз-6», «Союз-7», «Союз-8» проведен групповой полет. Выполнена программа научно-технических экспериментов, включая испытания способов сварки и резки металлов в условиях глубокого вакуума и невесомости, проведены отработка навигационных операций, взаимное маневрирование, осуществлены взаимодействие кораблей между собой и с наземными командно-измерительными пунктами, одновременное управление полетом трех космических кораблей.

Для кораблей «Союз-23» и «Союз-25» была запланирована стыковка с орбитальной станцией типа «Салют». Вследствие неправильной работы аппаратуры измерения параметров относительного движения (корабль «Союз-23»), отклонения от заданного режима работы на участке ручного причаливания («Союз-25») стыковка не состоялась. На этих кораблях проводилась отработка маневрирования, сближения с орбитальными станциями типа «Салют».

В ходе длительных космических полетов проведен большой комплекс исследований Солнца, планет и звезд в широком диапазоне спектра электромагнитных излучений. Впервые («Союз-18») выполнено комплексное фото- и спектрографическое исследование полярных сияний, а также редкого явления природы — серебристых облаков. Проведены комплексные исследования реакций организма человека на действия факторов длительного космического полета. Испытаны различные средства профилактики неблагоприятного действия невесомости.

В ходе 3-месячного полета «Союз-20» совместно с «Салютом-4» проводились ресурсные испытания.

На базе космических кораблей «Союз» созданы грузовой транспортный космический корабль ГТК «Прогресс», а на основе опыта эксплуатации кораблей «Союз» — существенно модернизированный корабль «Союз Т».

Запуски космических кораблей «Союз» осуществлялись 3-ступенчатой ракетой-носителем «Союз».

Программа космических кораблей «Союз».

Космический корабль «Союз-1». Космонавт — В.М.Комаров. Позывной — «Рубин». Запуск — 23.04.1967 г., посадка — 24.04.1967 г. Цель — испытание нового корабля. Планировалась стыковка с кораблем «Союз-2» с тремя космонавтами на борту, переход через открытый космос двух космонавтов, и посадка уже с тремя космонавтами на борту. Из-за отказа ряда систем на корабле «Союз-1» запуск «Союз-2» был отменен.(Эта программа была выполнена в 1969 году кораблем
«Союз-4» и «Союз-5»). При возвращении на Землю из-за нерасчетной работы парашютной системы космонавт Владимир Комаров погиб.

Космический корабль «Союз-2» (беспилотный). Запуск — 25.10.1968 г., посадка — 28.10.1968 г. Цель: проверка доработанной конструкции корабля, проведение совместных экспериментов с пилотируемым «Союз-3» (сближение и маневрирование).

Космический корабль «Союз-3». Космонавт — Г.Т.Береговой. Позывной — «Аргон». Запуск — 26.10.1968 г., посадка — 30.10.1968 г. Цель: проверка доработанной конструкции корабля, сближение и маневрирование с беспилотным «Союз-2».

Космический корабль «Союз-4». Первая стыковка на орбиту двух пилотируемых кораблей — создание первой экспериментальной орбитальной станции. Командир — В.А.Шаталов. Позывной — «Амур». Запуск — 14.01.1969 г. 16.01. 1969 г. в ручном режиме состыковался с пассивным кораблем «Союз-5» (масса связки двух кораблей — 12924 кг), из которого два космонавта А.С.Елисеев и Е.В.Хрунов перешли через открытый космос в «Союз-4» (время пребывания в открытом космосе — 37 минут). Через 4,5 часа корабли расстыковались. Посадка — 17.01.1969 г. с космонавтами В.А.Шаталовым, А.С.Елисеевым, Е.В.Хруновым.

Космический корабль «Союз-5». Первая стыковка на орбите двух пилотируемых кораблей — создание первой экспериментальной орбитальной станции. Командир — Б.В.Волынов, члены экипажа: А.С.Елисеев, Е.В.Хрунов. Позывной — «Байкал». Запуск — 15.01.1969 г. 16.01.1969 г. состыковался с активным кораблем «Союз-4» (масса связки — 12924 кг), затем А.С.Елисеев и Е.В.Хрунов через открытый космос перешли в «Союз-4» (время пребывания в открытом космосе — 37 минут). Через 4,5 часа корабли расстыковались. Посадка — 18.01.1969 г. с космонавтом Б.В.Волыновым.

Космический корабль «Союз-6». Выполнение первого в мире технологического эксперимента. Групповое взаимное маневрирование двух и трех космических кораблей (С кораблями «Союз-7» и «Союз-8»). Экипаж: командир Г.С.Шонин и бортинженер В.Н.Кубасов. Позывной — «Антей». Запуск — 11.10.1969 г. Посадка — 16.10.1969 г.

Космический корабль «Союз-7». Выполнение группового взаимного маневрирования двух и трех кораблей («Союз-6» и «Союз-8»). Экипаж: командир А.В.Филипченко, члены экипажа: В.Н.Волков, В.В.Горбатко. Позывной — «Буран». Запуск — 12.10.1969 г., посадка — 17.10.1969 г.

Космический корабль «Союз-8». Групповое взаимное маневрирование двух и трех кораблей («Союз-6» и «Союз-7»). Экипаж: командир В.А.Шаталов, бортинженер А.С.Елисеев. Позывной — «Гранит». Запуск — 13.10.1969 г., посадка — 18.10.1969 г.

Космический корабль «Союз-9». Первый длительный полет (17,7 суток). Экипаж: командир А.Г.Николаев, бортинженер — В.И.Севастьянов. Позывной — «Сокол». Запуск — 1.06.1970 г., посадка — 19.06.1970 г.

Космический корабль «Союз-10». Первая стыковка с орбитальной станцией «Салют». Экипаж: командир В.А.Шаталов, члены экипажа: А.С.Елисеев, Н.Н.Рукавишников. Позывной — «Гранит». Запуск — 23.04.1971 г. Посадка — 25.04.1971 г. Выполнена стыковка с орбитальной станцией «Салют»(24.04.1971 г.), но экипаж не смог открыть переходные люки в станцию, 24.04.1971 г. космический корабль отделился от орбитальной станции и возвратился досрочно.

Космический корабль «Союз-11». Первая экспедиция на орбитальную станцию «Салют». Экипаж: командир Г.Т.Добровольский, члены экипажа: В.Н.Волков, В.И.Пацаев. Запуск — 6.06.1971 г. 7.06.1971 г. корабль состыковался с орбитальной станцией «Салют». 29.06.1971 г. «Союз-11» отстыковался от орбитальной станции. 30.06.1971 г. — осуществлена посадка. Из-за разгерметизации спускаемого аппарата на большой высоте все члены экипажа погибли (полет осуществлялся без скафандров).

Космический корабль «Союз-12». Проведение испытаний усовершенствованных бортовых систем корабля. Проверка системы спасения экипажа в случае аварийной разгерметизации. Экипаж: командир В.Г.Лазарев, бортинженер О.Г.Макаров. Позывной — «Урал». Запуск — 27.09.1973 г., посадка — 29.09.1973 г.

Космический корабль «Союз-13». Выполнение астрофизических наблюдений и спектрографирования в ультрафиолетовом диапазоне с помощью системы телескопов «Орион-2» участков звездного неба. Экипаж: командир П.И.Климук, бортинженер В.В.Лебедев. Позывной — «Кавказ». Запуск — 18.12.1973 г., посадка — 26.12.1973 г.

Космический корабль «Союз-14». Первая экспедиция на орбитальную станцию «Салют-3». Экипаж: командир П.Р.Попович, бортинженер Ю.П.Артюхин. Позывной — «Беркут». Запуск — 3.07.1974 г., стыковка с орбитальной станцией — 5.07.1974 г., отделение — 19.07.1974 г., посадка — 19.07.1974 г.

Космический корабль «Союз-15». Экипаж: командир Г.В.Сарафанов, бортинженер Л.С.Демин. Позывной — «Дунай». Запуск — 26.08.1974 г., посадка 28.08.1974 г. Планировалась стыковка с орбитальной станцией «Салют-3» и продолжение научных исследований на ее борту. Стыковка не состоялась.

Космический корабль «Союз-16». Испытание бортовых систем модернизированного корабля «Союз» в соответствии с программой ЭПАС. Экипаж: командир А.В.Филипченко, бортинженер Н.Н.Рукавишников. Позывной — «Буран». Запуск — 2.12.1974 г., посадка — 8.12.1974 г.

Космический корабль «Союз-17». Первая экспедиция на орбитальную станцию «Салют-4». Экипаж: командир А.А.Губарев, бортинженер Г.М.Гречко. Позывной — «Зенит». Запуск — 11.01.1975 г., стыковка с орбитальной станцией «Салют-4» — 12.01.1975 г., отделение и мягкая посадка — 9.02.1975 г.

Космический корабль «Союз-18-1». Суборбитальный полет. Экипаж: командир В.Г.Лазарев, бортинженер О.Г.Макаров. Позвной — не зарегистрирован. Запуск и посадка — 5.04.1975 г. Планировалось продолжение научных исследований на орбитальной станции «Салют-4». Из-за отклонений в работе 3-й ступени ракеты-носителя, была выдана команда на прекращение полета. Космический корабль совершил посадку в нерасчетном районе юго-западнее г.Горно-Алтайска

Космический корабль «Союз-18». Вторая экспедиция на орбитальную станцию «Салют-4». Экипаж: командир П.И.Климук, бортинженер В.И.Севастьянов. Позывной — «Кавказ». Запуск — 24.05.1975 г., стыковка с орбитальной станцией «Салют-4» — 26.05.1975 г., отделение, спуск и мягкая посадка — 26.07.1975 г.

Космический корабль «Союз-19». Первый полет по советско-американской программе ЭПАС. Экипаж: командир — А.А.Леонов, бортинженер В.Н.Кубасов. Позывной — «Союз». Запуск — 15.07.1975 г., 17.07.1975 г. —
стыковка с американским космическим кораблем «Аполлон». 19.07.1975 г. корабли расстыковались, выполняя эксперимент «Солнечное затмение», затем (19.07) осуществлена повторная стыковка и окончательная расстыковка двух космических кораблей. Посадка — 21.07.1975 г. Во время совместного полета осуществлялись взаимные переходы космонавтов и астронавтов, выполнена большая научная программа.

Космический корабль «Союз-20». Беспилотный. Запуск — 17.11.1975 г., стыковка с орбитальной станцией «Салют-4» — 19.11.1975 г., отделение, спуск и посадка — 16.02.1975 г. Осуществлялись ресурсные испытания бортовых систем корабля.

Космический корабль «Союз-21». Первая экспедиция на орбитальную станцию «Салют-5». Экипаж: командир Б.В.Волынов, бортинженер В.М.Жолобов. Позывной — «Байкал». Запуск — 6.07.1976 г., стыковка с орбитальной станцией «Салют-5» — 7.07.1976 г., расстыковка, спуск и посадка — 24.08.1976 г.

Космический корабль «Союз-22». Отработка принципов и методов многозонального фотографирования участков земной поверхности. Экипаж: командир В.Ф.Быковский, бортинженер В.В.Аксенов. Позывной — «Ястреб». Запуск — 15.09.1976 г., посадка — 23.09.1976 г.

Космический корабль «Союз-23». Экипаж: командир В.Д.Зудов, бортинженер В.И.Рождественский. Позывной — «Радон». Запуск — 14.10.1976 г. Посадка — 16.10.1976 г. Планировалась работа на орбитальной станции «Салют-5». Из-за нерасчетного режима работы системы сближения космических кораблей стыковка с «Салют-5» не состоялась.

Космический корабль «Союз-24». Вторая экспедиция на орбитальную станцию «Салют-5». Экипаж: командир В.В.Горбатко, бортинженер Ю.Н.Глазков. Позывной — «Терек». Запуск — 7.02.1977 г. Стыковка с орбитальной станцией «Салют-5» — 8.02.1976 г. Расстыковка, спуск и посадка — 25.02.1977 г.

Космический корабль «Союз-25». Экипаж: командир В.В.Коваленок, бортинженер В.В.Рюмин. Позывной — «Фотон». Запуск — 9.10.1977 г. Посадка — 11.10.1977г. Планировалась стыковка с новой орбитальной станцией «Салют-6» и осуществление на ней программы научных исследований. Стыковка не состоялась.

Космический корабль «Союз-26». Доставка экипажа 1-й основной экспедиции на орбитальную станцию «Салют-6». Экипаж: командир Ю.В.Романенко, бортинженер Г.М.Гречко. Запуск — 10.12.1977 г. Стыковка с «Салют-6» — 11.12.1977 г. Расстыковка, спуск и посадка — 16.01.1978 г. с экипажем 1-й экспедиции посещения в составе: В.А.Джанибеков, О.Г.Макаров (впервые произошел обмен космическими кораблями, входящими в комплекс «Салют-6»).

Космический корабль «Союз-27». Доставка на орбитальную станцию «Салют-6» 1-й экспедиции посещения. Экипаж: командир В.А.Джанибеков, бортинженер О.Г.Макаров. Запуск — 10.01.1978 г. Стыковка с орбитальной станцией «Салют-6» — 11.01.1978 г. Отделение, спуск и посадка 16.03.1978 г. с экипажем 1-й основной экспедиции в составе: Ю.В.Романенко, Г.М.Гречко.

Космический корабль «Союз-28». Доставка на орбитальную станцию «Салют-6» 1-го международного экипажа (2-й экспедиции посещения). Экипаж: командир — А.А.Губарев, космонавт-исследователь — гражданин Чехословакии В.Ремек. Запуск — 2.03.1978 г. Стыковка с «Салют-6» — 3.03.1978 г. Расстыковка, спуск и посадка — 10.03.1978 г.

Космический корабль «Союз-29». Доставка на орбитальную станцию «Салют-6» экипажа 2-й основной экспедиции. Экипаж: командир — В.В.Коваленок, бортинженер — А.С.Иванченков. Запуск — 15.06.1978 г. Стыковка с «Салют-6» — 17.06.1978 г. Расстыковка, спуск и посадка 3.09.1978 г. с экипажем 4-й экспедиции посещения в составе: В.Ф.Быковский, З.Йен (ГДР).

Космический корабль «Союз-30». Доставка на орбитальную станцию «Салют-6» и возвращение экипажа 3-й экспедиции посещения (второго международного экипажа). Экипаж: командир П.И.Климук, космонавт-исследователь, гражданин Польши М.Гермашевский. Запуск — 27.06.1978 г. Стыковка с «Салют-6» — 28.06.1978 г. Расстыковка, спуск и посадка — 5.07.1978 г.

Космический корабль «Союз-31». Доставка на орбитальную станцию «Салют-6» экипажа 4-й экспедиции посещения (3-го международного экипажа). Экипаж: командир — В.Ф.Быковский, космонавт-исследователь, гражданин ГДР З.Йен. Запуск — 26.08.1978 г. Стыковка с орбитальной станцией «Салют-6» — 27.08.1978 г. Расстыковка, спуск и посадка — 2.11.1978 г. с экипажем 2-й основной экспедиции в составе: В.В.Коваленок, А.С.Иванченков.

Космический корабль «Союз-32». Доставка на орбитальную станцию «Салют-6» 3-й основной экспедиции. Экипаж: командир В.А.Ляхов, бортинженер В.В.Рюмин. Запуск — 25.02.1979 г. Стыковка с «Салют-6» — 26.02.1979 г. Расстыковка, спуск и приземление 13.06.1979 г. без экипажа в автоматическом режиме.

Космический корабль «Союз-33». Экипаж: командир Н.Н.Рукавишников, космонавт-исследователь, гражданин Болгарии Г.И.Иванов. Позывной — «Сатурн». Запуск — 10.04.1979 г. 11.04.1979 г. в связи с отклонениями от штатного режима в работе сближающе-корректирующей установки стыковка с орбитальной станцией «Салют-6» отменена. 12.04.1979 г. корабль совершил спуск и посадку.

Космический корабль «Союз-34». Запуск 6.06.1979 г. без экипажа. Стыковка с орбитальной станцией «Салют-6» — 8.06.1979 г. 19.06.1979г. расстыковка, спуск и посадка с экипажем 3-й основной экспедиции в составе: В.А.Ляхов, В.В.Рюмин. (Спускаемый аппарат экспонируется в ГМИК им.К.Э.Циолковского).

Космический корабль «Союз-35». Доставка на орбитальную станцию «Салют-6» 4-й основной экспедиции. Экипаж: командир Л.И.Попов, бортинженер В.В.Рюмин. Запуск — 9.04.1980 г. Стыковка с «Салют-6» — 10.04.1980 г. Расстыковка, спуск и посадка 3.06.1980 г. с экипажем 5-й экспедиции посещения (4-го международного экипажа в составе: В.Н.Кубасов, Б.Фаркаш.

Космический корабль «Союз-36». Доставка на орбитальную станцию «Салют-6» экипажа 5-й экспедиции посещения (4-го международного экипажа). Экипаж: командир В.Н.Кубасов, космонавт-исследователь, гражданин Венгрии Б.Фаркаш. Запуск — 26.05.1980 г. Стыковка с «Салют-6» — 27.05.1980 г. Расстыковка, спуск и посадка 3.08.1980 г. с экипажем 7-й экспедиции посещения в составе: В.В.Горбатко, Фам Туан (Вьетнам).

Космический корабль «Союз-37». Доставка на орбитальную станцию экипажа 7-й экспедиции посещения (5-го международного экипажа). Экипаж: командир В.В.Горбатко, космонавт-исследователь, гражданин Вьетнама Фам Туан. Запуск — 23.07.1980 г. Стыковка с «Салют-6» — 24.07.1980 г. Расстыковка, спуск и посадка — 11.10.1980 г. с экипажем 4-й основной экспедиции в составе: Л.И.Попов, В.В.Рюмин.

Космический корабль «Союз-38». Доставка на орбитальную станцию «Салют-6» и возвращение экипажа 8-й экспедиции посещения (6-го международного экипажа). Экипаж: командир Ю.В.Романенко, космонавт-исследователь, гражданин Кубы М.А.Тамайо. Запуск — 18.09.1980 г. Стыковка с «Салют-6» — 19.09.1980 г. Расстыковка, спуск и посадка 26.09.1980г.

Космический корабль «Союз-39». Доставка на орбитальную станцию «Салют-6» и возвращение 10-й экспедиции посещения (7-го международного экипажа). Экипаж: командир В.А.Джанибеков, космонавт-исследователь, гражданин Монголии Ж.Гуррагча. Запуск — 22.03.1981 г. Стыковка с «Салют-6» — 23.03.1981 г. Расстыковка, спуск и посадка — 30.03.1981 г.

Космический корабль «Союз-40». Доставка на орбитальную станцию «Салют-6» и возвращение экипажа 11-й экспедиции посещения (8-го международного экипажа). Экипаж: командир Л.И.Попов, космонавт-исследователь, гражданин Румынии Д.Прунариу. Запуск — 14.05.1981 г. Стыковка с «Салют-6» — 15.05.1981 г. Расстыковка, спуск и посадка 22.05.1981 г.

Введение. Посадка автоматических межпланетных станций и космических кораблей или их спускаемых частей на поверхность планет и наЗемлю имеют исключительно важное значение для реализации космических полетов и развития всей космонавтики. Такие космические аппараты или их агрегаты, способные к посадке после полета с комическими скоростями, называются спускаемыми аппаратами (СА).

Для СА применяются два варианта торможения при спуске (от космической скорости до безопасной при соприкосновении СА с поверхностью):

- торможение атмосферой планеты , которая вызывает при спуске СА появление аэродинамических сил, используемых для торможения (сила лобового сопротивления) и для управления траекторией спуска (подъемная и боковая силы). При торможении атмосферой кинетическая энергия СА переходит в тепловую энергию окружающей среды, в результате чего температура поверхности СА повышается до двух и более тысяч градусов, при которых конструкционные материалы работать не могут. Это требует применения для СА специальной теплозащиты. Особенности таких СА определяются исключительно высокими динамическими и тепловыми нагрузками, которые возникают при их торможении в атмосфере;

- торможение двигательной установкой , развивающей потребный суммарный импульс тяги, которым гасится космическая скорость до нулевой или безопасной для последующего парашютирования СА. Этот способ требует значительных энергетических затрат, поэтому торможение двигателем осуществляется только в тех случаях, когда на небесном теле нет атмосферы; например, на Луне.

Впервые мягкая посадка на Луну была осуществлена советской AMС «Луна-9» в 1966 году с помощью двигательной установки, обеспечившей ее торможение.

Траектория спуска. Траекторией спуска называется траектория, по которой движется СА с момента схода с орбиты до посадки на поверхность планеты или Земли. Для схода с орбиты скорость СА должна быть снижена путем включения тормозной двигательной установки в расчетной точке схода. Вектор тяги тормозного двигателя прикладывается таким образом, что дальнейший полет спускаемого аппарата осуществляется в соответствии с выбранной траекторией спуска. Вся траектория спуска обычно состоит из трех участков (рис. 2.13):

Участок торможения (0-1), на котором включен тормозной двигатель;

Участок снижения (1-2) до момента входа в плотные слои атмосферы, осуществляемый по баллистической кривой;

атмосферный спуск (2-3), на котором происходит аэродинамическое торможение, в результате чего скорость спускаемого аппарата существенно уменьшается.

Рис. 2.13. Траектория спуска космических аппаратов:

0-1 - участок торможения; 1-2 - участок снижения; 2-3" - баллистический спуск;
2-3" - скользящий спуск; 2-3"" - планирующий спуск

Траектория СА в атмосфере зависит от формы аппарата (рис. 3.14), скорости входа и высоты углового перигея, определяющего спуск. Если скорость и высота будут излишне велики, то СА не будет «захвачен» атмосферой и не сможет осуществить спуск; если высота будет мала, то СА подвергнется действию слишком больших нагрузок, угрожающих разрушением СА и жизни экипажа. Поэтому для СА выбираются допустимые пределы безопасного спуска в атмосфере, по которым определяют коридор входа СА. Для каждого конкретного типа СА определяются свои разрешенные траектории спуска.

Рис. 2.14. Формы спускаемых аппаратов:

а - сферический, б - конический, в - фарообразный, г - крылатый

В зависимости от формы СА и его параметров при спуске возможны различные варианты атмосферных участков траекторий спуска:

Баллистический спуск (2-3") осуществляется на спускаемых аппаратах сферической или конической формы при отсутствии аэродинамического качества, т.е. при отсутствии подъемной силы. При баллистическом спуске СА испытывают большие осевые перегрузки (п х = 10...20). Примером таких СА являются КК «Восток» и КК «Восход»;

Скользящий спуск (2-3") получается при аэродинамическом качестве 0 < К < 1,0 которое имеют аппараты затупленных форм типа фары, как на КК «Союз»;

Планирующий спуск (2-3"") возможен при аэродинамическом качестве К > 1,0. Это позволяет совершать управляемый спуск, изменяя углы атаки на крыльях. К таким СА относятся многоразовые воздушно-космические корабли «Буран» и «Спейс-Шаттл».

При наличии аэродинамического качества (скользящий и планирующий спуски) продольные перегрузки СА уменьшаются в несколько раз, что делает спуск более комфортным для пилотируемых аппаратов, а также снижает тепловые потоки, воздействующие на СА.

При спуске межпланетного космического аппарата скорость спуска может быть близка ко второй космической, поэтому перегрузки и тепловые потоки на СА существенно возрастут. Для уменьшения скоростей СА, входящих в атмосферу с гиперболическими скоростями, используется аэродинамическое торможение СА в атмосфере путем его однократного или многократного прохождения через верхние слои атмосферы. При кратковременных погружениях в атмосферу (рис. 2.15) СА гасит свою скорость до круговой, после чего выходит из плотных слоев и движется по эллиптической траек­тории вне атмосферы. Вновь погружаясь в атмосферу, он совершает спуск при значительно меньших скоростях.

Рис. 2.15. Схема торможения СА с гиперболическими скоростями путем временного погружения в атмосферу: 0-1 - вход в атмосферу; 1-2 - погружение в атмосферу; 2-3 - эллиптический участок; 3-4 - спуск в атмосфере

Управление спуском. Управляемый спуск обеспечивается изменением направления вектора аэродинамической подъемной силы, возникающей на корпусе СА.

Подъемная сила зависит от угла атаки между продольной осью СА и вектором скорости (рис. 2.16), который определяется взаимным положением центра давления (точки приложения равно­действующей аэродинамических сил) и центра масс СА. С этой целью определенным образом формируется внутренняя компоновка СА. Для изменения направления вектора подъемной силы при спуске СА применяется реактивная система управления, с помощью которой СА разворачивается относительно поперечной и продольной осей (по углам атаки и крена), чем обеспечивается управление спуском СА как по дальности, так и по боковому смещению.

Рис. 2.16. Управляемый спуск СА фарообразной формы:

а - возникновение управляющей подъемной силы при несовпадении центров масс и давления; б - создание боковой управляющей силы при наличии крена

Конструкция спускаемых аппаратов. Особенности конструкции СА существенно зависят от формы и определяются условиями их спуска. Для СА, тормозящихся атмосферой, основным условием, реализуемым в конструкции, является обеспечение прочности корпуса и требуемого теплового режима для экипажа, систем оборудования и агрегатов конструкции СА. Это обеспечивается применением термостойких материалов и теплозащиты. В системах теплозащиты используются различные способы снижения нагрева конструкции:

Уменьшение внешних тепловых потоков, действующих на конструкцию СА (активные системы). Для этого может применяться циркуляция жидкого теплоносителя, пленочное или заградительное охлаждение либо испарение защитного материала (абляция), на нагрев которых расходуется большое количество тепловой энергии;

Отвод тепла от нагретых поверхностей (пассивные системы). С этой целью используются теплоаккумулирующие конструкции (обмазки) из теплостойких материалов с низкой теплопроводностью;

Электромагнитное воздействие на плазму, обтекающую СА при прохождении им плотных слоев атмосферы.

Прочность конструкции СА определяется из условий противодействия максимальному динамическому давлению и нагреву, возникающим при аэродинамическом торможении, а также ударным нагрузкам при посадке. Для уменьшения последних на СА применяются парашютные системы, раскрывающиеся после уменьшения скорости спуска СА до дозвуковой обычно на высотах меньше 5 км до поверхности Земли.

Пример спускаемого аппарата - посадочного аппарата АМС «Викинг» представлен на рис. 2.17. Данный аппарат имеет следующие характеристики: корпус - полая шестигранная призма высотой 46,2 см, закрытая сверху и снизу защитными панелями. Размер граней 109,2 и 55,9 см. Высота от основания опор до вершины антенны S-диапазона 2,13 м.

Шаттл "Индевор" совершил посадку на базе ВВС США "Эдвардс" в Калифорнии. Две попытки посадить космический аппарта на космодроме на мысе Канаверал были отменены из-за непогоды.

Спуск космического корабля на землю условно делится на три этапа: сход с орбиты; полет в атмосфере; собственно посадка.

Основная часть огромной кинетической энергии аппарата ‑ от орбитальной скорости 7,9 км/с до небольшой (дозвуковой) скорости ‑ гасится на втором участке - полете в атмосфере. При этом возникают тяжелые температурные и перегрузочные режимы. Оба фактора ‑ и нагрев, и перегрузки ‑ могут оказаться опасными и для аппарата, и для людей, и требуют как конструкторских решений, так и специального управления траекторией спуска.

Если аэродинамическое качество аппарата (отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления летательного аппарата) равно нулю, то спуск будет баллистическим , то есть неуправляемым, по крутой траектории. Траектория баллистического спуска для заданных характеристик космического летательного аппарата и известных с определенной точностью параметров атмосферы рассчитывается заранее; исходя из этой траектории, выбирают место и угол входа космического летательного аппарата в атмосферу, обеспечивающие его посадку в заданный район. Величина перегрузки при баллистическом спуске зависит практически только от угла входа в атмосферу (угол наклона траектории к местному горизонту). Если угол входа составляет 0,5-1 градус, пик перегрузок достигнет 8-10 единиц. Чем больше угол входа, тем круче будет траектория и больше перегрузки.

Для первых космических кораблей «Восток» и «Меркурий» баллистический спуск был штатным вариантом. Корабли этого типа возвращались с орбиты по баллистической траектории, поскольку их корпус сферической формы практически не создавал подъемную силу и их аэродинамические качества были близки к нулю. Первому набору космонавтов при медицинском обследовании предъявлялась максимальная перегрузка 12 единиц.

Если аэродинамическое качество аппарата равно 0,3-0,7, спуск называется полубаллистическим или скользящим . Скользящий спуск стал штатным вариантом у следующего поколения космических кораблей. Спускаемый аппарат (СА) корабля «Союз» состоит из лобового щита в виде сферического сегмента и расположенного за ним корпуса в виде усеченного конуса («фара»). При движении в атмосфере аппарат балансируется на определенном (балансировочном) угле атаки. При этом возникает небольшая подъемная сила, что позволяет управлять траекторией спуска. Максимальная перегрузка при торможении ‑ 4 единицы.

Если аэродинамическое качество аппарата больше единицы, то спуск будет планирующим . При таком спуске существует подъемная сила. Планирующий спуск облегчает приземление космонавтов, так как он обеспечивает более медленное торможение, приводящее к уменьшению перегрузки до 3‑4 единиц. Кроме того, при планирующем спуске существует принципиальная возможность управления дальностью и направлением полета в атмосфере, что позволяет либо более точно осуществить посадку, либо выбрать район посадки в процессе спуска.

При осуществлении мягкой посадки на поверхность Луны, не имеющей атмосферы, торможение КА осуществляется реактивными двигателями. Такой тип спуска называется реактивным спуском . Практическую реализацию он получил в проектах "Луна‑9", "Луна‑17" и др.

Наконец, принципиально возможен комбинированный спуск в атмосфере, т.е. такой спуск, при котором торможение осуществляется при совместном действии аэродинамических сил и реактивной силы.

В настоящее время резервным вариантом посадки считается баллистический спуск. В качестве резервного он был введен после аварии 5 апреля 1975 года на участке выведения корабля «Союз‑18» (космонавты Василий Лазарев и Олег Макаров). В этом случае аппарат может приземлиться на расстоянии десятков и даже нескольких сотен километров от запланированного места посадки. Кроме того, при баллистическом спуске космонавты испытывают перегрузки, почти в два раза превышающие обычные.

Материал подготовлен на основе информации открытых источников