Вход в атмосферу не может происходить чересчур круто, так как при этом участок торможения будет мал, время торможения коротко, нарастание плотности атмосферы происходит слишком стремительно. В результате космический аппарат или корабль с людьми на борту испытает слишком большие перегрузки, что может вызвать разрушение аппаратуры или - и это главное - гибель космонавтов. По существу, «крутыми» приходится считать почти все траектории возврата с Луны, перигеи которых лежат под поверхностью Земли. Самой «крутой» является, естественно, прямолинейная (вертикальная) траектория.
Войдя в атмосферу, космический корабль под действием ее сопротивления сходит с кеплеровой траектории и опускается ниже. Поэтому перигеи, о которых говорилось, фактически не достигаются даже в том случае, когда они лежат над земной поверхностью. Их называют условными.
Если условный перигей расположен слишком высоко над поверхностью Земли, то космический корабль встретит лишь слабое сопротивление разреженных слоев атмосферы, которое окажется недостаточным для того, чтобы заставить его опуститься на Землю. В результате он, потеряв небольшую часть скорости, вырвется в заатмосферное пространство и превратится в спутник Земли с большой эллиптической орбитой. Завершив один оборот, он снова войдет в атмосферу и, потеряв еще часть скорости, снова выйдет на эллиптическую орбиту, уже меньшего размера и несколько иначе расположенную. Апогей приблизится к Земле, перигей тоже приблизится, но очень слабо, а большая ось орбиты повернется на некоторый угол (на рис. 100 этот поворот преувеличен) из-за того, что направление выхода из атмосферы несколько отклонено от направления входа. Большое количество таких «тормозных эллипсов» позволяет в принципе постепенно погасить всю огромную скорость первоначального входа в атмосферу .
Недостатком метода тормозных эллипсов является то, что его использование делает почти невозможным предварительный выбор места посадки, а главное - требует долгого времени торможения. Кроме того, периодическое пересечение зон радиации оказывается опасным для здоровья космонавтов и неприемлемым для возврата на Землю с Луны и планет. Поэтому повторный выход в заатмосферное пространство со скоростью, превышающей круговую, нежелателен.
Тем не менее метод «тормозных эллипсов» (или метод «затухающей эллиптической орбиты») иногда рассматривается как возможный вариант спуска в случае аварийной ситуации .
Перигей траектории возвращения не должен лежать слишком высоко. Но он, как мы видели, не может быть и слишком низок. Следовательно, вход в атмосферу при возврате с Луны может происходить лишь в узком коридоре, нижняя граница которого определяется максимально допустимыми перегрузками, а верхняя - требованием уменьшения скорости по крайней мере до местной круговой, чтобы торможение закончилось при первом же входе в атмосферу (рис. 101) .
Рис. 100. Метод «тормозных эллипсов».
Рис. 101. Коридор входа в атмосферу: 1 - траектории опасных перегрузок, 2 - «сквозные» траектории, не приводящие к спуску («зона незахвата»).
Для возвращения на Землю необходимо попасть в намеченный узкий коридор. Под шириной коридора понимается разность высот условных перигеев двух граничных кеплеровых траекторий. Она настолько мала, что на обратном пути к Земле, безусловно, необходима коррекция траектории.
В самом деле, если считать, что коэффициент максимально допустимой перегрузки не должен превышать 10, то при входе в атмосферу со второй космической скоростью ширина коридора должна составить всего лишь 10 км. Примерно такие значения указываются в ряде работ .
Существует, однако, способ спуска, позволяющий расширить коридор входа и обладающий еще рядом преимуществ. Это уже знакомый нам планирующий спуск, или спуск с аэродинамическим качеством.
Планирующий аппарат может представлять собой капсулу в форме затупленного конуса, повернутого на угол атаки, или конуса с пологим продольным срезом (аэродинамическое качество как у американских кораблей «Джеминай» и «Аполлон»), или иметь несущий корпус (аэродинамическое качество 1 и более), или иметь крылья (аэродинамическое качество больше 2) .
Допустим, что аппарат с аэродинамическим качеством вошел в атмосферу ниже «границы недолета» (нижней границы коридора входа), какой она должна была бы быть при баллистическом входе. Траектория в этом случае отклонится вверх, и аппарат сможет совершить посадку, медленно снижаясь, так что перегрузки не будут чрезмерными. Таким образом, нижняя граница коридора входа опустится .
Верхнюю границу коридора входа («границу перелета») можно еще повысить аналогичным образом. Планирующий аппарат, оказавшись выше этой границы, сможет все же остаться в атмосфере, если будет создана отрицательная подъемная сила (планер летит «вверх ногами»), стремящаяся прижать аппарат к Земле . Когда опасность ухода в заатмосферное пространство минует, необходимо будет снова сделать подъемную силу положительной. Для этого планирующий аппарат должен перевернуться вокруг своей продольной оси .
Таким образом, в случае планирующего спуска ширина коридора входа определяется как разность высот двух условных перигеев: первый соответствует траектории, являющейся «границей захвата» (вылет из атмосферы со скоростью, близкой к круговой), когда используется отрицательная подъемная сила; второй соответствует траектории, на которой максимальная перегрузка является предельно допустимой, причем предполагается использование положительной подъемной силы.
Если обозначить ширину коридора входа через то для нее может быть указана следующая приближенная формула :
Здесь а - безразмерная скорость входа в атмосферу, т. е.
скорость входа, отнесенная к местной круговой скорости аэродинамическое качество входящего в атмосферу аппарата; птах - максимально допустимый коэффициент продольной перегрузки, т. е. перегрузки в направлении движения (именно она, а не поперечная перегрузка и представляет опасность); радиус Земли; X - так называемый «логарифмический декремент плотности», показывающий быстроту убывания плотности воздуха в атмосфере с высотой.
В связи с последним обозначением заметим, что изменение плотности с высотой над поверхностью Земли может быть приближенно записано в виде -плотность атмосферы на уровне моря), причем эта зависимость неплохо отражает истинное положение вещей до высоты Величина X имеет размерность Обратная ей величина называется «масштабным коэффициентом плотности» и имеет простой физический смысл: она показывает высоту в километрах, при подъеме на которую плотность воздуха уменьшается в раза. Для Земли .
Собственно говоря, формулы для можно было бы упростить, учитывая, что для Земли и что при возвращении из района Луны но мы этого не делаем, так как формула для ширины коридора входа I носит универсальный характер: она справедлива для входа в атмосферу любой планеты со скоростью, превышающей местную круговую.
Любопытно, что, как видно из приведенной формулы, ширина коридора зависит от быстроты изменения плотности атмосферы с высотой, но не от конкретного значения плотности, скажем, у поверхности планеты. Она зависит от отношения подъемной силы к силе лобового сопротивления, но не от конкретных значений этих сил и не от массы аппарата.
Заметим, что формула справедлива для случаев, когда вход совершается с не слишком малым аэродинамическим качеством. Ею, в частности, нельзя пользоваться для вычисления ширины коридора баллистического входа.
Использование подъемной силы позволяет значительно увеличить ширину коридора входа по сравнению с его шириной при баллистическом спуске по данным ). Кроме того, оно дает возможность дополнительного (в частности, бокового) маневрирования в атмосфере, что позволяет с гораздо большей точностью совершить посадку . Если понадобится, может быть осуществлено рикошетирование с целью увеличения дальности полета. При повторном (после рикошетирования) погружении в атмосферу с помощью подъемной силы могут быть скомпенсированы ошибки предыдущего выхода из атмосферы. Если номинальная дальность с рикошетированием составляет
то аппарат с аэродинамическим качеством 0,4 может увеличить или уменьшить эту дальность на а в случае аэродинамического качества -даже на
По сравнению с баллистическим спуском спуск с аэродинамическим качеством приводит к резкому снижению перегрузок, так как торможение растягивается на значительно больший промежуток времени.
Так как вблизи верхней границы коридора входа среда сильно разрежена, то для создания отрицательной подъемной силы нужной величины могут понадобиться слишком большие крылья. Поэтому возможно, что ту же цель повышения границы выгоднее будет достичь искусственным увеличением сопротивления с помощью тормозных устройств типа парашютов, выдерживающих высокие температуры .
С другой стороны, в конце спуска, когда скорость планирующего аппарата сильно снижается, несущий корпус делается неэффективен, и поэтому на последнем этапе мягкая посадка совершается с помощью парашютов или ракетного двигателя. Космические же планеры, обладающие аэродинамическим качеством порядка 3-4, могут садиться на беговые дорожки, как это и предусмотрено для орбитальных самолетов (например, «Шатл»).
В Советском Союзе были впервые возвращены на Землю автоматические аппараты, облегевшие Луну или побывавшие на ее поверхности.
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.
В настоящее время космические исследования перешли от отдельных экспериментов к повседневному использованию космической техники. Системы космических аппаратов обеспечивают мировую связь, включая телевидение и Интернет; наблюдения Земли из космоса позволяют вести разведку полезных ископаемых, более надёжно предсказывать погоду и метеорологические катастрофы, следить за экологической обстановкой, и многое другое. Но путь в космос всё ещё труден и опасен. Даже совершенная, сложнейшая космическая техника пока, к сожалению, не может быть абсолютно надёжной. Случались и катастрофы, уносившие жизни героев. Так при спуске с орбиты едва не погиб Юрий Гагарин и трагически закончилось возвращение на Землю лётчика-космонавта СССР Владимира Комарова. Среди всех этапов полёта в космос спуск космического аппарата (КА) остаётся наиболее опасным.
Спуск КА с орбиты в конечном счете заключается в безударной посадке в заданном районе или в заданной точке поверхности Земли. Посадка, при которой относительная скорость сближения с Землей в момент ее достижения не превосходит допустимых пределов, называется мягкой. С методической точки зрения траекторию спуска с околокруговой орбиты можно разделить на четыре характерных участка (рис.1).
|
|
Участок торможения 1-2, осуществляемого, как правило, кратковременным включением тормозной двигательной установки (ТДУ). Назначение торможения - перевод КА с исходной орбиты ss 1 , (рис.2) на такую эллиптическую траекторию s 1 s вх, перицентр которой (точка, наиболее близко расположенная к притягивающему центру) расположен ниже верхней границы плотных слоев атмосферы. Высота верхней границы плотных слоев земной атмосферы (границы входа) составляет 100-120 км.
Участок свободного полета КА 2-3 от момента выключения ТДУ до момента достижения (пересечения) верхней условной границы атмосферы (заатмосферная часть s 1 s вх траектории снижения). Движение на этом участке в первом приближении может рассматриваться как движение в центральном поле силы притяжения.
Участок движения в атмосфере 3-4 (атмосферная часть s вх s n траектории снижения). Это участок от момента прохождения верхней границы атмосферы до момента начала использования посадочных средств: парашютной системы, ТДУ мягкой посадки. На этом участие спускаемый на Землю аппарат испытывает воздействие больших аэродинамических сил, в несколько раз превышающих силу земного притяжения. Этот участок опасен как в смысле перегрузок, испытываемых КА, так и в смысле интенсивности аэродинамического нагрева корпуса КА.
Участок посадки 4-5 (от начала использования посадочных средств до момента приземления).
В зависимости от того, используется или нет на атмосферном участке полета аэродинамическое качество(С y /C x - где С y и C x аэродинамические коэффициенты) различают баллистический спуск и управляемый.
Под баллистическим понимают спуск без использования аэродинамического качества, а под управляемым - с аэродинамическим качеством. Такое деление является условным и дается лишь с целью, чтобы подчеркнуть наиболее существенную сторону спуска (используется или нет аэродинамическое качество).
При баллистическом спуске участок 3-4 характеризуется аэродинамическим торможением до такой скорости, когда можно ввести в действие парашютную систему, при этом аэродинамическое сопротивление состоит из одной лишь силы лобового сопротивления, а подъемная и боковая силы полностью отсутствуют.
Аэродинамическое торможение уменьшает скорость спускаемого аппарата от первой космической до 150 - 250 м/с.
При этом сила лобового сопротивления делается равной проекции силы земного притяжения на направление движения и спуск становится равномерным. Дальнейшее торможение вплоть до мягкой посадки (скорость приземления несколько метров в секунду) может быть осуществлено с помощью тормозной системы: парашюта, ротора (винт такого типа, как у вертолета), небольшого ракетного двигателя.
Своеобразным методом торможения служит захват спускаемого аппарата самолетом с помощью сети (применялся в CШA в 1960-1962 гг. при спусках с орбиты контейнеров спутников серии "Дискаверер", а так же в 2004 году).
Участок траектории посадки 4-5, в свою очередь, целесообразно разбить на два самостоятельных элемента посадки: торможение с помощью парашютной системы и окончательное торможение с помощью ТДУ мягкой посадки непосредственно перед приземлением.
Более перспективным является планирующий в атмосфере спуск, при котором существует подъемная сила. Планирующий спуск облегчает приземление космонавтов, так как он обеспечивает более медленное торможение, приводящее к уменьшению перегрузки до 3-4 (для баллистического спуска при достаточно малых углах входа в атмосферу она составляет 8-10). Кроме того, при планирующем спуске существует принципиальная возможность управления дальностью и направлением полета в атмосфере, что позволяет, вообще говоря, 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 . .
Наконец, принципиально возможен комбинированный спуск в атмосфере, т.е. такой спуск, при котором торможение осуществляется при совместном действии аэродинамических сил и реактивной силы.
В печати сообщалось о практической реализации следующих типов спусков:
- аэродинамического баллистического (корабли "Восток" и "Восход" и др.);
- аэродинамического планирующего (кабины кораблей "Союз"и ДР.)?
- реактивного ("Луна-9 И, "Луна-17" и др.).
Краткая характеристика различных типов спуска позволяет сделать вывод о весьма существенном влиянии величины угла входа в плотные слои атмосферы (и вх на рис.2), на перегрузки и аэродинамический нагрев КА при движении на атмосферном участке траектории снижения (s вх s n).
Очевидно, что величина этого угла зависит от величины тормозного приращения скорости . Для этого необходимо направить вектор тяги против вектора скорости (рис.2), приложив к центру масс КА некоторый импульс управляющей силы . По теореме об изменении количества движения этот импульс вызовет изменение скорости, определяемое соотношением
В этом смысле можно говорить об управляющем импульсе скорости, понимая под этим приращение скорости, вызываемое действием импульса силы (·t). Специфика спуска проявляется на атмосферном участке полёта. Поэтому за исходное состояние движения примем момент пересечения КА верхней условной границы атмосферы. Для расчёта баллистического спуска достаточно задать на этот момент времени высоту Н вх, скорость вх и угол наклона вектора скорости к местному горизонту вх (рис.2). Основным параметром, характеризующим интенсивность входа КА в атмосферу, является угол входа вх. Он определяет вертикальную скорость входа
V r =V вх Sin вх.
или при малых углах вх
V r =V вх · вх.
Например, при V вх =8000 м/с, вх. = - 0,1 рад. Имеем V r = 800 м/с. Чем больше угол входа, тем интенсивнее КА погружается в атмосферу. Погружение в атмосферу сопровождается возрастанием силы лобового сопротивления
Q = C х сV 2 S/2 , а, следовательно, и перегрузки
n x =Q/mg 0 = C х ·(h)·V 2 ·S/(2m·g 0), где
(h )- плотность воздуха в зависимости от высоты
Когда перегрузка n х , возрастая, достигает значения n х = | Sin | с этого момента начинается торможение (уменьшение скорости).
ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ТРАЕКТОРИЯМ СПУСКА.
Требования к траекториям спуска вытекают из характера решаемой задачи. Если речь идет о спуске обитаемого (пилотируемого) КА, то при этом основным требованием является безопасность. В свою очередь, о безопасности полета при спуске судят по совокупности таких характеристик, как максимальная перегрузка, длительность действия больших (выше определенного уровня) перегрузок, аэродинамический нагрев, максимальные отклонения точки приземления по дальности и в боковом направлении.
Вторая группа требований обусловлена ограниченным запасом топлива на борту КА и сводится к наиболее рациональному использованию имеющихся энергозапасов. Если спускаемый аппарат находится в стадии проектирования, то стремятся удовлетворить всем другим требованиям к траектории спуска при минимально возможных энергозатратах.
Если КА уже создан с определенным запасом рабочего тела для ТДУ на борту, то доминирует требование о минимизации промаха.
Итак, перегрузка, аэродинамический нагрев, промах и энергозатраты - вот перечень важнейших характеристик, которые регламентируются условиями безопасности и экономичности в виде определенных требований.
Необходимо подчеркнуть, что требования минимума перегрузки, нагрева (минимума веса теплозащиты), энергозатрат и, наконец, рассеивания несовместимы (противоречивы). Например, чем круче баллистический спуск (больше угол входа в атмосферу), тем меньше время движения в атмосфере, меньше возмущения траектории спуска и, как следствие этого, выше точность посадки. Однако увеличение углов входа в атмосферу, с одной стороны, сопряжено с увеличением затрат топлива, необходимых для совершения маневра, а с другой стороны, это приводит к возрастанию максимальной перегрузки. Точно так же противоречивы требования минимума энергозатрат и минимального промаха. Поэтому, естественно, возникает вопрос о том, как подойти к обоснованию этих требований.
Обычно поступают следующим образом. Принимают одно из наиболее важных требований в качестве определяющего, например, минимум энергозатрат. Другие же требования при этом формулируют в виде ограничений типа равенств или неравенств. Например, перегрузка при спуске не должна превосходить некоторого допустимого значения, т.е. n х <= n х доп.
Обычно в качестве основного требования выдвигаются в зависимости от характера исследования спуска либо энергозатраты, либо интегральный тепловой поток, либо промах. Для того чтобы правильно задать то или иное ограничение, необходимо знать область возможных изменений этих величин для траекторий спуска. Например, для баллистического спуска наименьшее значение максимальной перегрузки составляет порядка 8, и поэтому некорректно требовать, чтобы перегрузка при баллистическом спуске не превышала, скажем, 4-5. Ограничения должны быть заданы так, чтобы в рамках их выполнимости существовала траектория спуска. Поэтому очень важно знать область допустимых значений параметров, определяющих спуск.
Область допустимых значений параметров спуска принято называть коридором входа. Коридор входа геометрически легко себе представить, если из некоторой точки орбиты (точки схода) построить пучок допустимых траекторий спуска. Однако количественно коридор входа представляется в виде некоторых зависимостей между параметрами спуска.
На рис.3 приведены зависимости максимальной перегрузки n х max и некоторого коэффициента, характеризующегоинтегральный тепловой поток Q y от угла входа в атмосферу для баллистического спуска. На этом рисунке коридор входа представлен допустимым диапазоном углов входа в атмосферу. Левая граница определена из условия безопасного входа (захвата КА атмосферой), а правая - из условия того, чтобы перегрузка при спуске не превосходила n х доп. Если наложить ограничение на интегральный тепловой поток, то этот коридор может стать еще меньше. При Q y = 1,5 левая граница коридора показана пунктирной линией.
О коридоре входа имеет смысл говорить не только для баллистического спуска, но и для спуска с использованием аэродинамического качества.
Маневрирование в атмосфере за счет использования аэродинамического качества позволяет существенно снизить уровень максимальной перегрузки. Изменение максимального уровня перегрузки происходит за счет регулирования с помощью подъемной силы интенсивности погружения КА в атмосферу. Тем самым обеспечивается длительное торможение в более разреженных слоях атмосферы при меньших перегрузках. Примерная зависимость n х max от К=С у /С х при углах входа от 0 до -2° с низких круговых орбит показана на рис.4.
Если рассмотреть баллистический спуск и спуск с аэродинамическим качеством с одинаковых исходных орбит, то за счет использования качества получим расширение коридора входа. Правая граница отодвигается на большие допустимые углы входа за счет "срезания ” пика перегрузки. Относительно левой границы можно сказать следующее. Если на начальном участке входа использовать подъемную силу, направленную от центра Земли, то это будет способствовать выходу КА из атмосферы, вследствие чего левая граница сместится в сторону больших углов входа. Если же на начальном участке не использовать подъемную силу, то левая граница останется без изменения. Наконец, если на начальном участке входа подъемную силу направить к центру Земли, то это будет препятствовать выходу КА из атмосферы (при больших скоростях входа) и устойчивый вход осуществим с меньшими углами входа.
Относительно суммарного теплового потока надо заметить, что в связи с возрастанием продолжительности полета при "срезании" пика перегрузки тепловой поток увеличивается.
Наличие у КА маневренных возможностей, обусловленных максимальной величиной аэродинамического качества, создает объективные предпосылки для оптимизации траектории спуска в атмосфере. Если произвести оптимизацию траекторий спуска при различных ограничениях, то возможно найти максимальный коридор входа.
При оптимизации управления спуском возникают дополнительные ограничения. В частности, аэродинамическое качество не должно превышать К max. Кроме того, могут быть наложены ограничения на угол крена и на угол атаки.
Таким образом, совокупность требований, предъявляемых к спуску КА, можно систематизировать в следующем виде:
1. Общие требования к качеству спуска:
Минимум энергозатрат;
Минимум интегрального теплового потока;
Минимальное рассеивание по дальности и по боку;
2. Ограничения, налагаемые на траекторию спуска и параметры управления:
По запасу рабочего тела на борту КА;
По возможной ориентации вектора тяги ТДУ, например, двигатель должен быть ориентирован на Солнце;
По допустимой перегрузке;
По допустимому аэродинамическому качеству;
По углам атаки и крена;
По допустимому тепловому потоку;
По безопасности входа.
Литература.
1. Инженерный справочник по космической технике. Военное издательство МО СССР, 1977.
12 февраля 1947 года на территории Приморского края, в западных отрогах Сихотэ-Алиня упал железный метеорит. По дороге к месту встречи с Землей он рассыпался на сотни тысяч обломков и выпал дождем. Вообще-то метеорит - редкость, железный метеорит - редкость вдвойне, а железный дождь - втройне.
Сихотэ-Алинский метеорит входит в десятку крупнейших метеоритов мира, а целый ряд особенностей делает этот метеорит уникальным - например, при общей однородности химического состава он не представляет собой монокристалла, а сложен из множества произвольно ориентированных кристаллов, “плохо связанных между собой” [Фесенков, 1978], что вероятно и послужило причиной распада на множество частей.
Это пример классического метеоритного падения. Исключительно благоприятными оказались время и место падения, прекрасная погода и даже водораздел, сохранивший картину разрушений в максимальной степени. Место падения метеорита было обнаружено на следующий день, а уже через две недели первые исследователи были на месте падения.
Большое количество вещества сделало возможным практически любые анализы без опасности истратить слишком много. Поэтому метеорит досконально исследован. О нем написано, по крайней мере, три монографии, и сотни научных статей. Любой интересующийся может обратиться к специальной литературе, а для несведущих привожу короткую справку установленных фактов.
ФАКТЫ И ЦИФРЫ
Сейчас все более или менее крупные музеи мира имеют образцы Сихотэ-Алинского метеорита. Кроме учтенных 27 тонн собранного вещества, много образцов разошлось по стране и время от времени выплывают в неожиданных местах. Шутники выдают их за новые метеориты. Обычно подлог выявляется мгновенно, слишком характерный облик у этого метеорита, но однажды дело зашло довольно далеко...
В 1976 году сотрудник геологического музея объединения “Донбассгеология” В.В. Кулаковский передал в Комитет по метеоритам АН СССР осколок метеорита весом 144 г. и сообщил, что его нашли в пласте донецкого каменного угля. Возраст угольных пластов составлял 285-340 млн. лет. Подобных находок до того момента не было. Метеорит был зарегистрирован, получил название Марьинка и был подробно описан В.П. Семененко. Пресса окрестила его древнейшим метеоритом Земли.
Но... по-видимому, были сомнения по поводу его уникальности. В 1983 г. был проанализирован изотоп Mn-53 с периодом полураспада 3,7 млн. лет. Если метеорит упал 300 млн. лет назад, то все изотопы Mn-53 уже давно вымерли бы. Оказалось, что они есть и в том же количестве, что в Сихотэ-Алине. Вопрос был исчерпан. Так почти через 10 лет метеорит Марьинка был исключен из Каталога.
Комитет по метеоритам АН СССР организовал в районе падения метеорита Сихотэ-Алинь 15 экспедиций (1947-1950, 1967-1977). В составе каждой из них было около 30 человек. Оконтурена область рассеяния обломков метеорита, установлено распределение этих обломков по площади, детально описаны кратеры, собрано вещество. Наконец, район объявлен памятником природы.
Метеорит несколько подправил географическую карту Приморья. Теперь два ручья непосредственно в районе падения называются Малым и Большим Метеоритным, а самая высокая сопка в районе названа именем Л.А. Кулика. Ближайший поселок - тоже Метеоритный (до 1972 года он назывался Бейцухе).
А самым преданным этому метеориту исследователем был Евгений Леонидович Кринов, чья сознательная жизнь в метеоритике началась на Тунгуске. Этот метеорит был ЕГО метеоритом. Хотя к этому метеориту, как и к Тунгусскому, прикоснулись буквально все исследователи, причастные к метеоритике. Среди них: акад. Фесенков, доктор физ-мат. наук Н. Б. Дивари, ленинградские геофизики Э. С. Горшков и Е.Г. Гуськова, таллинские - геологи А.О. Аалоэ и Ю. Кестлане, киевский космохимик доктор не знаю каких наук В.П. Семененко, глава советской космохимии, доктор хим наук А.К. Лаврухина, томский математик А.П. Бояркина и много-много других. Хотелось бы отметить еще одного человека, бессменно участвовавшего во всех 15 экспедициях - Егора Ивановича Малинкина. Он исполнял обязанности лаборанта и завхоза, всегдашнего кормильца. И сейчас он продолжает работать в Комитете по метеоритам, испытывающем свои не лучшие времена. К корифеям Сихотэ-Алиня относится канд физ-мат наук В.И. Цветков, участвовавший с 1967 г. во всех экспедициях, а последние и возглавлявший.
В этом году весь мир отмечает пятидесятилетие первого полета человека в космос. Начало космической эры стало победой человеческой мысли во многих областях науки и техники. Одной из самых важных и трудноразрешимых задач была защита космического аппарата от перегрева при возвращении на Землю.
Всем известно, что космические тела небольших размеров, падающие на Землю из космоса, полностью или почти полностью сгорают а плотных слоях атмосферы. Высокие скорости, входящих в атмосферу космических аппаратов, приводят к тому, что в набегающем потоке воздуха у передней их кромки развиваются температуры, достигающие 7000-8000°С. Нет в природе материала, способного выдержать такую температуру. Но сохранить поверхность корабля можно.
Первый фактор, помогающий сберечь космический спускаемый аппарат - ограниченное время спуска. Тепловые потоки, поступающие на то или иное тело, разрушая его, тем не менее, могут не успеть закончить эту "работу" прежде, чем спуск прекратится. Именно этот эффект и используется: при тепловой защите космических аппаратов. С этой целью на корпус с внешней стороны наносится специальное покрытие, которое при аэродинамическом нагреве разрушается , поглощая при этом некоторое количество тепла. Поскольку величина теплового потока, поступающего при спуске аппарата на единицу его площади, вполне определенная, можно выбрать толщину теплозащитного покрытия таким образом, что при его разрушении этот поток будет полностью поглощен, а основной корпус аппарата остается неповрежденным. Метод тепловой защиты, основанный на заранее предусмотренном процессе разрушения материала, поглощающего при этом тепловой поток, называется абляционным охлаждением. Возможность его применения в основном определяется существованием материалов, способных при своем разрушении поглощать значительное количество тепла и в то же время иметь сравнительно небольшую удельную плотность и удовлетворительную прочность.
Начиная с середины 50-х годов, когда перед специалистами по ракетной технике встал вопрос о теплозащите возвращаемых головных частей ракет, были разработаны специальные пластмассы на основе феноло-формальдегидных смол, обладающие хорошими теплопоглощающими свойствами. В начале 60-х годов были разработаны также новые материалы на основе эпоксидных смол, которые хоть и не показывали хороших абляционных свойств, зато обладали хорошими механическими и технологическими характеристиками. Кроме стекловолокна, в настоящее время находят применение асбестовые, угольные, кварцевые, графитовые и некоторые другие типы волокон.
Для изготовления теплозащитных экранов возвращаемых космических аппаратов широко используются армированные пластмассы. Несмотря на небольшую удельную плотность пластмасс, масса этих экранов оказывается значительной, поэтому, для ее уменьшения желательно выбирать форму спускаемого отсека с меньшей площадью поверхности, подверженной сильным тепловым нагрузкам. Для этой цели достаточно хорошо подходит полусфера , которую нередко и используют на практике.
Например, спускаемый аппарат (зонд) станций типа "Венера" имеет сферическую форму и снабжен несколькими слоями теплозащитного покрытия, часть которого разрушается при аэродинамическом торможении, а оставшаяся часть предохраняет аппаратуру зонда от действия высоких температур Венеры, достигающих на ее поверхности 280 °С. С тепловой точки зрения, обеспечить сохранность материальной части аппаратов, спускаемых на поверхности других планет, существенно сложнее, чем при спуске с околоземной орбиты. Это объясняется тем, что "инопланетные" аппараты входят в атмосферу планет с более высокой, второй космической скоростью.
Для решения проблемы теплозащиты космических аппаратов при их спуске в атмосфере планет приходится учитывать и некоторые баллистические особенности полета. Например, зонд для спуска в атмосфере Юпитера целесообразно направлять по пологой траектории, так чтобы точка входа лежала вблизи экватора планеты, а зонд двигался по направлению ее вращения. Это позволит уменьшить скорость движения аппарата относительно атмосферы планеты, а значит, и уменьшить нагрев его конструкции. Конфигурация зонда выбрана такой, чтобы он начинал тормозиться по возможности на больших высотах, где атмосфера еще имеет значительное разрежение. Баллистических особенностей, связанных с нагревом космических аппаратов при их спуске, достаточно много, и выбор оптимальной траектории полета можно по праву считать одним из методов тепловой защиты.
Особенно сложной проблема теплозащиты оказывается для космических аппаратов многоразового использования. Их развитые поверхности приводят к весьма большой массе абляционного теплозащитного покрытия. Кроме того, требование многоразового использования ставят, вообще говоря, задачу о разработке материалов, способных выдерживать возникающие тепловые нагрузки без разрушения. Например, максимальные температуры на поверхности корпуса американского космического корабля многоразоваго использования составляют 1260-1454°С. Рабочая температура алюминиевого сплава, из которого изготавливается корпус, должна поддерживаться не выше 180°С. Но и такая величина неудовлетворительна для экипажа и приборов аппарата. Дальнейшее ее снижение требует применения дополнительных мер: повышение внутренней теплоизоляции кабины, теплоотвода с помощью системы терморегулирования и т.д.
Фактически, вся поверхность аппарата разделена по уровню температур на четыре зоны, в каждой из которых используется свое покрытие. На носовом обтекателе и носках крыла аппарата, где температуры превышают 1260°С, применен материал из углерода, армированного углеродным волокном. В процессе возвращения аппарата на Землю этот материал разрушается, и его необходимо заменять новым перед каждым последующим полетом. Там, где температура не превышает 371°С, используется гибкое теплозащитное покрытие многократного применения. На участках, где температура поверхности составляет 371-649°С, применяется; также повторно используемое покрытие, состоящее из аморфного кварцевого волокна 99,7%-ной чистоты, к которому добавляется связующее — коллоидная двуокись кремния. Теплозащита части корпуса с температурой 649— 1260°С осуществляется также с помощью повторно используемой изоляции. Отличие состоит в размерах плитки (152x152 мм при толщине, находящейся в диапазоне 19-64 мм).
Следует отметить, что требования к теплозащитным покрытиям многоразового корабля довольно разнообразны и очень сложны. Так, например, эти покрытия должны обладать вполне определенными оптическими свойствами,
что необходимо для поддержания их температурного режима в орбитальном полете и на участке спуска. Они должны выдерживать большие динамический нагрузки при входе аппарата в плотные слои атмосферы. Для решения этой задачи материал делается пористым — пустоты занимают 90% объема плитки. В результате давление в плитках всегда равно давлению окружающей среды, поэтому все аэродинамические нагрузки передаются на обшивку основной конструкции корабля.
В данной заметке мы лишь коснулись проблем теплозащиты космических кораблей, стараясь показать какие основные решения проблемы были предложены в процессе конструирования первых спускаемых аппаратов. Наука не стоит на месте, новые решения и новые материалы помогут сделать явью самые смелые мечты человечества об освоении космоса.
Основные материалы для статьи заимствованы из книги Салахутдинова Г.М. «Тепловая защита в космической технике», опубликованной на портале www.astronaut.ru
