Atmosferin yoğun katmanlarına dönün. Cennetten Dünyaya (bir uydunun atmosferde yanmasından nasıl korunuruz)

Bu yıl tüm dünya, insanın uzaya ilk uçuşunun ellinci yıldönümünü kutluyor. Başlangıç uzay çağı bilim ve teknolojinin birçok alanında insan düşüncesinin bir zaferi haline geldi. En önemli ve zorlu görevlerden biri korumaydı. uzay aracı Dünya'ya dönerken aşırı ısınmadan.

Bunu herkes biliyor kozmik cisimler Boyutları küçük olan, uzaydan Dünya'ya düşen, tamamen veya tamamına yakını yanarak yoğun katmanlar atmosfer. Yüksek hızlar Uzay aracının atmosferine giren hava, ön kenarlarında yaklaşan hava akışında 7000-8000°C'ye ulaşan sıcaklıkların gelişmesine yol açar. Doğada bu sıcaklıklara dayanabilecek hiçbir malzeme yoktur. Ancak geminin yüzeyini korumak mümkün.

Uzaya iniş aracının korunmasına yardımcı olan ilk faktör sınırlı zaman iniş Şu veya bu vücuda giren ve onu yok eden ısı akışları, iniş durmadan bu "işi" tamamlayacak zamana sahip olmayabilir. Kullanılan etki budur: uzay aracının termal koruması için. Bu amaçla vücutta dıştanözel bir kaplama uygulanır aerodinamik ısınma nedeniyle yok edildi, biraz ısı emerken. Değerden beri ısı akışı Aparatların iniş sırasında birim alan başına girişi oldukça kesin olup, ısı koruyucu kaplamanın kalınlığını, yok edildiğinde bu akışın tamamen emileceği ve cihazın ana gövdesi sağlam kalır. Isı akışını emen bir malzemenin önceden belirlenmiş bir imha işlemine dayanan bir termal koruma yöntemine denir ablatif soğutma. Kullanım olasılığı esas olarak absorbe edebilen malzemelerin varlığıyla belirlenir. önemli miktarısı ve aynı zamanda nispeten küçük bir spesifik yer çekimi ve tatmin edici güç.

50'li yılların ortalarından bu yana, uzmanlar roketçilik Füzelerin yeniden giriş savaş başlıklarının ısıya karşı korunmasıyla ilgili soru ortaya çıktı; iyi ısı emme özelliklerine sahip fenol-formaldehit reçinelerine dayanan özel plastikler geliştirildi. 60'lı yılların başında, iyi ablatif özellikler göstermese de iyi mekanik ve teknolojik özelliklere sahip olan epoksi reçinelere dayalı yeni malzemeler de geliştirildi. Şu anda cam elyafının yanı sıra asbest, karbon, kuvars, grafit ve diğer bazı elyaf türleri kullanılmaktadır.

Güçlendirilmiş plastikler, uzay araçlarına yeniden giriş için ısı kalkanları yapımında yaygın olarak kullanılıyor. Plastiklerin düşük özgül yoğunluğuna rağmen, bu ekranların kütlesinin önemli olduğu ortaya çıkıyor, bu nedenle onu azaltmak için, güçlü termal yüklere maruz kalan daha küçük bir yüzey alanına sahip iniş bölmesinin şeklinin seçilmesi tavsiye edilir. Bu amaca oldukça uygun yarımküre pratikte sıklıkla kullanılan bir yöntemdir.

Örneğin, Venera tipi istasyonların iniş aracı (probu) küresel bir şekle sahiptir ve bir kısmı aerodinamik frenleme sırasında tahrip olan ve geri kalan kısım prob ekipmanını etkilerden koruyan birkaç kat ısıya dayanıklı kaplama ile donatılmıştır. ile ilgili yüksek sıcaklıklar Venüs yüzeyinde 280 °C'ye ulaşıyor. Termal açıdan bakıldığında, diğer gezegenlerin yüzeyine inen araçların maddi kısmının güvenliğini sağlamak, Dünya'ya yakın yörüngeden inmeye göre çok daha zordur. Bu, "yabancı" araçların gezegenlerin atmosferine daha yüksek, ikinci bir yerden girmesiyle açıklanmaktadır. kaçış hızı.

Uzay aracının gezegenlerin atmosferine inişi sırasında termal koruma sorununu çözmek için uçuşun bazı balistik özelliklerini hesaba katmak gerekir. Örneğin, Jüpiter'in atmosferine iniş için bir sondanın yumuşak bir yörünge boyunca yönlendirilmesi tavsiye edilir, böylece giriş noktası gezegenin ekvatoruna yakın olur ve sonda dönüş yönünde hareket eder. Bu, aracın gezegenin atmosferine göre hızını azaltacak ve dolayısıyla yapısının ısınmasını azaltacaktır. Probun konfigürasyonu, mümkün olan en kısa sürede yavaşlamaya başlayacak şekilde seçilmiştir. yüksek rakımlar atmosferin hala önemli ölçüde seyrekleştiği yer. Uzay aracının alçalması sırasında ısınmasıyla ilişkili pek çok balistik özellik vardır ve en uygun uçuş yolunun seçilmesi haklı olarak termal koruma yöntemlerinden biri olarak düşünülebilir.

Özellikle karmaşık sorun Yeniden kullanılabilir uzay aracı için termal koruma sağlanır. Geliştirilmiş yüzeyleri çok yol açar büyük kütle ablatif termal koruma kaplaması. Ek olarak, yeniden kullanılabilir kullanım gerekliliği, genel anlamda, ortaya çıkan termal yüklere zarar vermeden dayanabilecek malzemelerin geliştirilmesi görevini de beraberinde getirir. Örneğin, maksimum sıcaklıklar Yeniden kullanılabilen bir Amerikan uzay aracının gövdesinin yüzeyindeki sıcaklık 1260-1454°C'dir. Çalışma sıcaklığı alüminyum alaşım Gövdenin yapıldığı sıcaklık 180°C'nin üzerinde tutulmamalıdır. Ancak bu değer bile cihazın mürettebatı ve aletleri için yetersizdir. Daha da azaltılması, ek önlemlerin kullanılmasını gerektirir: kabinin iç ısı yalıtımının arttırılması, bir termal kontrol sistemi kullanılarak ısının uzaklaştırılması vb.
Aslında cihazın tüm yüzeyi, sıcaklık seviyesine göre her biri kendi kaplamasını kullanan dört bölgeye bölünmüş durumda. Sıcaklığın 1260°C'yi aştığı aracın burun konisi ve kanat uçlarında karbon fiber takviyeli karbon malzeme kullanıldı. Araç Dünya'ya döndüğünde bu malzeme yok edilir ve sonraki her uçuştan önce yeni malzemeyle değiştirilmesi gerekir. Sıcaklığın 371°C'yi aşmadığı durumlarda esnek, yeniden kullanılabilen ısıya karşı koruyucu kaplama kullanılır. Yüzey sıcaklığının 371-649°C olduğu bölgelerde; ayrıca koloidal silika bağlayıcının eklendiği %99,7 saf amorf kuvars elyafından oluşan yeniden kullanılabilir bir kaplama. 649–1260°C sıcaklığa sahip mahfaza kısmının termal koruması da yeniden kullanılabilir yalıtım kullanılarak gerçekleştirilir. Fark, karoların boyutunda yatmaktadır (152x152 mm, kalınlık 19-64 mm arasında değişmektedir).
Isıya karşı koruyucu kaplamalar için gerekliliklerin dikkate alınması gerekir. yeniden kullanılabilir gemi oldukça çeşitli ve çok karmaşık. Yani örneğin bu kaplamaların çok spesifik olması gerekir. optik özellikler, onları korumak için ne gerekiyor sıcaklık rejimi yörüngesel uçuş sırasında ve iniş aşamasında. Araç atmosferin yoğun katmanlarına girdiğinde büyük dinamik yüklere dayanmaları gerekir. Bu sorunu çözmek için malzeme gözenekli hale getirilir - boşluklar karo hacminin% 90'ını kaplar. Sonuç olarak fayanslardaki basınç her zaman basınca eşittir. çevre dolayısıyla tüm aerodinamik yükler geminin ana yapısının kaplamasına aktarılır.

Bu yazımızda sadece termal koruma sorunlarına değindik. uzay gemileri, ilk iniş araçlarının tasarımı sırasında soruna hangi temel çözümlerin önerildiğini göstermeye çalışıyor. Bilim yerinde durmuyor, yeni çözümler ve yeni materyaller en iyi şekilde yararlanmanıza yardımcı olacak vahşi rüyalar insanlık uzay araştırmaları hakkında.

Makalenin ana materyalleri kitaptan ödünç alınmıştır. Salakhutdinova G.M. "Termal koruma uzay teknolojisi", portalda yayınlandı www.astronot.ru

Şu anda, uzay araştırmaları bireysel deneylerden uzay teknolojisinin günlük kullanımına geçmiştir. Uzay aracı sistemleri, televizyon ve İnternet de dahil olmak üzere dünya çapında iletişim sağlar; Uzaydan yapılan dünya gözlemleri, maden araştırmaları yapmayı, hava durumunu ve meteorolojik felaketleri daha güvenilir bir şekilde tahmin etmeyi, çevresel durumu izlemeyi ve çok daha fazlasını mümkün kılar. Ancak uzaya giden yol hâlâ zor ve tehlikeli. Ne yazık ki en gelişmiş, en gelişmiş uzay teknolojisi bile henüz tamamen güvenilir olamaz. Kahramanların hayatına mal olan felaketler de yaşandı. Böylece yörüngeden iniş sırasında Yuri Gagarin neredeyse ölüyordu ve SSCB pilot kozmonotu Vladimir Komarov'un Dünya'ya dönüşü trajik bir şekilde sona erdi. Uzaya uçuşun tüm aşamaları arasında, bir uzay aracının (SC) alçalması en tehlikeli olanı olmaya devam ediyor.

Bir uzay aracının yörüngeden inişi, sonuçta belirli bir alana veya Dünya yüzeyindeki belirli bir noktaya şoksuz bir iniş yapmayı içerir. Hangi noktaya iniş bağıl hız Başarı anında Dünya'ya yaklaşmanın izin verilen sınırları aşmaması yumuşak olarak adlandırılır. Metodolojik açıdan bakıldığında, daireye yakın bir yörüngeden iniş yörüngesi dört karakteristik bölüme ayrılabilir (Şekil 1).

Frenleme bölümü 1-2, kural olarak, fren tahrik sisteminin (BPS) kısa süreli etkinleştirilmesiyle gerçekleştirilir. Frenlemenin amacı, uzay aracını başlangıç ​​​​yörüngesi ss 1'den (Şekil 2), çevre merkezi (çekici merkeze en yakın nokta) aşağıda bulunan eliptik bir yörüngeye s 1 s aktarmaktır. üst sınır atmosferin yoğun katmanları. Yoğun katmanların üst sınırının yüksekliği Dünya atmosferi(giriş sınırları) 100-120 km'dir.

Uzay aracı 2-3'ün TDU'nun kapatıldığı andan üst seviyeye ulaştığı (geçtiği) ana kadar serbest uçuş bölümü koşullu sınır atmosfer (iniş yörüngesinin atmosfer dışı kısmı). Bu alandaki hareket, ilk yaklaşımla, merkezi yerçekimi alanındaki hareket olarak kabul edilebilir.

Atmosferdeki hareket bölümü 3-4 (atmosferik kısımlar iniş yörüngesinin s n cinsindendir). Atmosferin üst sınırından geçildiği andan iniş ekipmanlarının kullanılmaya başlandığı ana kadar olan bölümdür: paraşüt sistemi, TDU yumuşak iniş. Bu noktada Dünya'ya inen araç, kuvvetten birkaç kat daha büyük olan büyük aerodinamik kuvvetlerin etkisine maruz kalır. yer çekimi. Bu alan hem uzay aracının yaşadığı aşırı yüklenmeler açısından hem de uzay aracı gövdesinin aerodinamik ısınmasının yoğunluğu açısından tehlikelidir.

İniş bölümü 4-5 (iniş takımı kullanımının başlangıcından iniş anına kadar).

Aerodinamik kalitenin (C y / C x - burada C y ve C x aerodinamik katsayılardır) atmosferik uçuş aşamasında kullanılıp kullanılmamasına bağlı olarak balistik alçalma ve kontrollü alçalma arasında bir ayrım yapılır.

Balistik derken, aerodinamik kalite kullanılmadan inişi, kontrollü iniş derken ise aerodinamik verimlilikle yapılan inişi kastediyoruz. Bu bölüm koşulludur ve yalnızca inişin en önemli yönünü vurgulamak amacıyla verilmiştir (aerodinamik kalite kullanılsın veya kullanılmasın).

Balistik bir iniş sırasında, bölüm 3-4, paraşüt sisteminin etkinleştirilebileceği bir hıza kadar aerodinamik frenleme ile karakterize edilirken, aerodinamik sürükleme yalnızca kuvvetten oluşur. sürüklemek ve kaldırma ve yanal kuvvetler tamamen yoktur.

Aerodinamik frenleme, iniş aracının hızını ilk uzay hızından 150 - 250 m/s'ye düşürür.

Bu durumda sürükleme kuvveti yer çekimi kuvvetinin hareket yönüne izdüşümüne eşit olur ve iniş düzgün hale gelir. Yumuşak inişe (saniyede birkaç metre iniş hızı) kadar daha fazla frenleme, bir fren sistemi kullanılarak gerçekleştirilebilir: bir paraşüt, bir rotor (helikopterle aynı tipte bir pervane) veya küçük bir roket motoru.

Benzersiz bir frenleme yöntemi, iniş aracının bir ağ kullanarak bir uçak tarafından yakalanmasıdır (ABD'de 1960-1962'de Discovery serisi uyduların konteynerlerini yörüngeden indirirken ve 2004'te kullanılmıştır).

İniş yörüngesinin 4-5 bölümleri ise iki bağımsız iniş elemanına bölünmelidir: paraşüt sistemini kullanarak frenleme ve inişten hemen önce yumuşak iniş kontrol sistemini kullanarak son frenleme.

Daha umut verici planlama Kaldırma kuvvetinin olduğu atmosferde iniş. Kayarak iniş, daha yavaş frenleme sağladığından astronotların inmesini kolaylaştırır ve aşırı yükün 3-4'e düşmesine yol açar (atmosfere yeterince küçük giriş açılarında balistik iniş için 8-10'dur). Ek olarak, süzülerek iniş sırasında, atmosferdeki uçuş menzilini ve yönünü kontrol etme konusunda temel bir olasılık vardır; bu, genel olarak konuşursak, ya inişi daha doğru bir şekilde gerçekleştirmeye ya da iniş süreci sırasında bir iniş alanı seçmeye olanak tanır. .

Atmosferi olmayan Ay yüzeyine yumuşak iniş yapılırken uzay aracı jet motorları tarafından frenleniyor. Bu tür inişe denir jet fırlatma. .

Son olarak, temelde mümkün kombine atmosfere iniş, yani aerodinamik kuvvetlerin ve reaktif kuvvetin birleşik etkisi altında frenlemenin yapıldığı böyle bir iniş.

Basın pratik uygulamayı bildirdi aşağıdaki türler inişler:

• aerodinamik balistik ("Vostok" ve "Voskhod" gemileri vb.);
• aerodinamik kayma (Soyuz gemilerinin kabinleri vb.)?
• jet ("Luna-9 I", "Luna-17" vb.).

kısa bir açıklaması çeşitli türler iniş, atmosferin yoğun katmanlarına (ve Şekil 2'de) giriş açısının değerinin, uzay aracının atmosferik bölümünde hareket ederken aşırı yükler ve uzay aracının aerodinamik ısınması üzerinde çok önemli bir etkiye sahip olduğu sonucuna varmamızı sağlar. iniş yörüngesi (s, s, n).

Açıkçası, bu açının büyüklüğü frenleme hızı artışının büyüklüğüne bağlıdır. Bunu yapmak için, uzay aracının kütle merkezine belirli bir itme uygulayarak itme vektörünü hız vektörüne (Şekil 2) doğru yönlendirmek gerekir. kontrol kuvveti. Momentumdaki değişim teoremine göre, bu itme, aşağıdaki bağıntı ile belirlenen hızda bir değişime neden olacaktır:

Bu anlamda, hızın kontrol darbesinden, yani bir kuvvet darbesinin (·t) eyleminin neden olduğu hız artışından söz edebiliriz. İnişin özgüllüğü, uçuşun atmosferik kısmında kendini gösterir. Bu nedenle, uzay aracının atmosferin üst konvansiyonel sınırını geçtiği anı hareketin başlangıç ​​durumu olarak alacağız. Balistik inişi hesaplamak için, bu anda H yüksekliğini, hızını ve k hız vektörünün eğim açısını ayarlamak yeterlidir. yerel ufuk(Şekil 2). Uzay aracının atmosfere girişinin yoğunluğunu karakterize eden ana parametre giriş açısıdır. Dikey giriş hızını belirler

V r =V giriş Singiriş

veya küçük giriş açılarında

V r =V girişi ·giriş

Örneğin, ne zaman V girişi =8000 m/s,giriş = - 0,1 rad. V r = 800 m/s'ye sahibiz. Nasıl daha büyük açı Giriş, uzay aracının atmosfere daha yoğun dalmasını sağlar. Atmosfere daldırılmaya sürükleme kuvvetinde bir artış eşlik eder

Q = C x cV 2 S/2 ve dolayısıyla aşırı yüklemeler

n x =Q/mg 0 = C x (h) V 2 S/(2m g 0), Nerede

(H) - yüksekliğe bağlı olarak hava yoğunluğu

Aşırı yüklendiğinde nx, artan değere ulaşır nx = | Günah| bu andan itibaren frenleme başlar (hızın azaltılması).

İNİŞ YOLLARI İÇİN GEREKSİNİMLER.

İniş yörüngelerine ilişkin gereksinimler, çözülmekte olan problemin doğasından kaynaklanmaktadır. Eğer Hakkında konuşuyoruz Yerleşik (insanlı) bir uzay aracının alçalması hakkında, o zaman asıl gereklilik güvenliktir. Buna karşılık, iniş sırasındaki uçuş güvenliği, maksimum aşırı yük, büyük (belirli bir seviyenin üzerinde) aşırı yük süresi, aerodinamik ısınma, iniş noktasının menzil boyunca ve yan yönde maksimum sapması gibi özelliklerin bir kombinasyonu ile değerlendirilir.

İkinci grup gereksinimler, uzay aracındaki sınırlı yakıt tedarikinden kaynaklanmaktadır ve mevcut enerji rezervlerinin en rasyonel kullanımına indirgenmektedir. İniş aracı tasarım aşamasındaysa, iniş yörüngesinin diğer tüm gerekliliklerini mümkün olan en düşük enerji tüketimiyle karşılamaya çalışırlar.

Uzay aracı, gemideki itici için belirli bir çalışma sıvısı kaynağıyla zaten oluşturulmuşsa, o zaman ıskalamayı en aza indirme gerekliliği hakim olur.

Yani aşırı yük, aerodinamik ısınma, kayma ve enerji tüketimi - bu, belirli gereksinimler şeklinde güvenlik ve verimlilik koşullarıyla düzenlenen en önemli özelliklerin bir listesidir.

Minimum aşırı yük, ısıtma (minimum termal koruma ağırlığı), enerji tüketimi ve son olarak enerji dağıtımı gereksinimlerinin uyumsuz (çelişkili) olduğu vurgulanmalıdır. Örneğin, balistik iniş ne kadar dik olursa (atmosfere giriş açısı ne kadar büyük olursa), atmosferdeki hareket süresi o kadar kısa olur, iniş yörüngesindeki bozulma o kadar az olur ve sonuç olarak iniş doğruluğu o kadar yüksek olur. Ancak atmosferik giriş açılarının artması, bir yandan manevrayı tamamlamak için gereken yakıt tüketiminin artmasıyla ilişkilendirilirken, diğer yandan da maksimum aşırı yükün artmasına neden oluyor. Aynı şekilde minimum enerji tüketimi ve minimum kayıp gereksinimleri de çelişkilidir. Dolayısıyla bu gerekliliklerin gerekçelendirilmesine nasıl yaklaşılacağı sorusu doğal olarak ortaya çıkıyor.

Genellikle aşağıdakileri yaparlar. En çok birini kabul et önemli gereksinimler belirleyici bir faktör olarak, örneğin minimum enerji tüketimi. Diğer gereksinimler eşitlikler veya eşitsizlikler gibi kısıtlamalar şeklinde formüle edilir. Örneğin iniş sırasındaki aşırı yük izin verilen belirli bir değeri aşmamalıdır; nx<= n х доп.

Genellikle iniş çalışmasının niteliğine bağlı olarak temel gereksinim ya enerji tüketimi ya da integral ısı akısı ya da ıskalamadır. Şu veya bu sınırlamayı doğru bir şekilde ayarlamak için, iniş yörüngeleri için bu miktarlardaki olası değişikliklerin aralığını bilmek gerekir. Örneğin, balistik bir iniş için maksimum aşırı yükün en küçük değeri yaklaşık 8'dir ve bu nedenle balistik bir iniş için aşırı yükün örneğin 4-5'i aşmamasını talep etmek yanlıştır. Kısıtlamalar, fizibilite sınırları dahilinde bir iniş yörüngesi olacak şekilde ayarlanmalıdır. Bu nedenle inişi belirleyen parametrelerin izin verilen değer aralığını bilmek çok önemlidir.

İniş parametrelerinin kabul edilebilir değerlerinin bulunduğu alana genellikle giriş koridoru denir. İzin verilen iniş yörüngelerinin bir demetinin yörüngedeki belirli bir noktadan (kaybolma noktası) inşa edilmesi durumunda giriş koridorunun geometrik olarak hayal edilmesi kolaydır. Ancak niceliksel olarak giriş koridoru iniş parametreleri arasındaki bazı bağımlılıklar şeklinde sunulmaktadır.

Şekil 3, maksimum aşırı yükün (nxmax) ve balistik iniş için atmosfere giriş açısı üzerindeki entegre ısı akışını (Qy) karakterize eden belirli bir katsayının bağımlılığını göstermektedir. Bu şekilde giriş koridoru, kabul edilebilir yeniden giriş açıları aralığı ile temsil edilmektedir. Sol sınır, güvenli giriş koşulundan (uzay aracının atmosfer tarafından yakalanması) belirlenir ve sağ sınır, iniş sırasındaki aşırı yükün n x ek değerini aşmaması koşulundan belirlenir. İntegral ısı akışına bir kısıtlama getirirseniz bu koridor daha da küçülebilir. Q y = 1,5'te koridorun sol sınırı noktalı çizgiyle gösterilmiştir.

Sadece balistik iniş için değil, aerodinamik kaliteyi kullanan iniş için de bir giriş koridorundan bahsetmek mantıklı.

Aerodinamik kalitenin kullanılması yoluyla atmosferde manevra yapmak, maksimum aşırı yük seviyesini önemli ölçüde azaltabilir. Maksimum aşırı yük seviyesindeki değişiklik, kaldırma kuvveti kullanılarak uzay aracının atmosfere dalma yoğunluğunun düzenlenmesiyle gerçekleşir. Bu, atmosferin daha ince katmanlarında daha düşük aşırı yüklerle uzun süreli frenleme sağlar. Düşük dairesel yörüngelerden 0 ila -2° giriş açılarında nxmax'ın K=C y/Cx'e yaklaşık bağımlılığı Şekil 4'te gösterilmektedir.

Balistik iniş ve aerodinamik kalitede inişi aynı başlangıç ​​yörüngelerinden düşünürsek, kalite kullanımı nedeniyle giriş koridorunda bir genişleme elde ederiz. Sağ sınır, g-kuvveti zirvesinin "kesilmesinden" dolayı izin verilen daha büyük giriş açılarına kaydırılır. Sol sınırla ilgili olarak, başlangıçta Dünya'nın merkezinden yönlendirilen bir kaldırma kuvveti kullanılırsa aşağıdakiler söylenebilir. Giriş bölümünde bu, uzay aracının atmosferden çıkışını kolaylaştıracak ve bunun sonucunda sol sınır daha büyük giriş açılarına doğru kayacaktır. Başlangıç ​​bölümünde kaldırma kullanılmazsa, sol sınır değişmeden kalacaktır. İlk giriş bölümünde kaldırma kuvveti Dünya'nın merkezine doğru yönlendirilir, bu da uzay aracının atmosferden çıkmasını önleyecek (yüksek hızlarda giriş) ve daha küçük giriş açılarıyla stabil giriş mümkün olacaktır.

Toplam ısı akışıyla ilgili olarak, uçuş süresinin artması nedeniyle aşırı yük tepe noktası "kesildiğinde" ısı akışının arttığını belirtmek gerekir.

Aerodinamik kalitenin maksimum değerine göre belirlenen uzay aracında manevra kabiliyetlerinin varlığı, atmosferdeki iniş yörüngesini optimize etmek için nesnel önkoşullar yaratır. İniş yörüngelerini çeşitli kısıtlamalar altında optimize edersek maksimum giriş koridorunu bulmak mümkündür.

İniş kontrolünü optimize ederken ek kısıtlamalar ortaya çıkar. Özellikle aerodinamik kalite Kmax'ı aşmamalıdır. Ayrıca yuvarlanma açısı ve hücum açısına da kısıtlamalar getirilebilir.

Böylece, bir uzay aracının inişine ilişkin gereksinimler dizisi aşağıdaki biçimde sistematik hale getirilebilir:

1. İniş kalitesine ilişkin genel gereklilikler:

Minimum enerji tüketimi;

Minimum entegre ısı akışı;

Menzil boyunca ve yanlara doğru minimum dağılım;

2. İniş yörüngesine ve kontrol parametrelerine uygulanan sınırlamalar:

Uzay aracındaki çalışma sıvısının teminine göre;

Örneğin TDU'nun itme vektörünün olası yönelimine göre motorun Güneş'e doğru yönlendirilmesi gerekir;

İzin verilen aşırı yüke göre;

İzin verilen aerodinamik kaliteye göre;

Hücum ve yuvarlanma açısına göre;

İzin verilen ısı akışına göre;

Giriş güvenliği.

Edebiyat.

1. Uzay teknolojisine ilişkin mühendislik referans kitabı. SSCB Savunma Bakanlığı Askeri Yayınevi, 1977.

Atmosfere giriş çok dik olamaz çünkü bu durumda frenleme alanı küçük olacak, frenleme süresi kısa olacak ve atmosferik yoğunluk artışı çok hızlı gerçekleşecektir. Sonuç olarak, içinde insanların bulunduğu uzay aracı veya gemi çok fazla aşırı yük yaşayacak ve bu da ekipmanın tahrip olmasına veya - ve en önemlisi - astronotların ölümüne neden olabilecektir. Esasen, yerberileri Dünya yüzeyinin altında bulunan Ay'dan dönüş yörüngelerinin neredeyse tamamının "dik" olduğu kabul edilmelidir. "En dik" olanı doğal olarak düz (dikey) bir yörüngedir.

Atmosfere giren uzay aracı, direncinin etkisi altında Keplerian yörüngesinden ayrılır ve alçalır. Bu nedenle tartışılan yerberi noktalarına gerçekte dünya yüzeyinin üzerinde olsalar bile ulaşılamıyor. Bunlara koşullu denir.

Koşullu yerberi Dünya yüzeyinden çok yüksekte bulunuyorsa, uzay aracı yalnızca atmosferin nadir katmanlarından gelen zayıf bir dirençle karşılaşacak ve bu, onu Dünya'ya düşmeye zorlamak için yeterli olmayacaktır. Sonuç olarak hızının küçük bir kısmını kaybederek atmosfer dışı uzaya kaçacak ve büyük eliptik yörüngeye sahip bir Dünya uydusuna dönüşecek. Bir devrimi tamamladıktan sonra atmosfere yeniden girecek ve biraz daha hız kaybederek, zaten daha küçük ve biraz farklı konumdaki eliptik bir yörüngeye tekrar girecek. Apogee Dünya'ya yaklaşacak, yerberi de yaklaşacak, ancak çok zayıf bir şekilde ve yörüngenin ana ekseni, çıkış yönünün farklı olması nedeniyle belirli bir açıyla dönecek (Şekil 100'de bu dönüş abartılmıştır). atmosfer giriş yönünden biraz sapmıştır. Bu tür çok sayıda "frenleme elipsi", prensip olarak, atmosfere ilk girişin muazzam hızının tamamını kademeli olarak söndürmeyi mümkün kılar.

Frenleme elipsleri yönteminin dezavantajı, kullanımının iniş yerini önceden seçmeyi neredeyse imkansız hale getirmesi ve en önemlisi uzun bir frenleme süresi gerektirmesidir. Ayrıca radyasyon bölgelerinin periyodik olarak geçmesinin astronotların sağlığı açısından tehlikeli olduğu ve Ay'dan ve gezegenlerden Dünya'ya dönüş için kabul edilemez olduğu ortaya çıkıyor. Bu nedenle, atmosfer dışı boşluğa dairesel hızı aşan bir hızla yeniden girilmesi istenmez.

Bununla birlikte, "frenleme elipsleri" yöntemi (veya "sönümlü eliptik yörünge" yöntemi) bazen acil durumlarda olası bir alçalma seçeneği olarak kabul edilir.

Dönüş yörüngesinin sınırı çok yüksek olmamalıdır. Ancak gördüğümüz gibi çok düşük olamaz. Sonuç olarak, Ay'dan dönerken atmosfere yeniden giriş yalnızca dar bir koridorda gerçekleşebilir; bunun alt sınırı izin verilen maksimum aşırı yüklerle ve üst sınırı ise hızı en azından yerel hıza düşürme gerekliliğiyle belirlenir. atmosfere ilk girişte frenleme sona erecek şekilde dairesel hız (Şekil 101 ) .

Pirinç. 100. “Fren elipsleri” yöntemi.

Pirinç. 101. Atmosfere yeniden giriş koridoru: 1 - tehlikeli aşırı yüklerin yörüngeleri, 2 - inişe yol açmayan "geçiş" yörüngeleri ("yakalanma dışı bölge").

Dünya'ya dönmek için belirlenen dar koridora girmeniz gerekiyor. Koridorun genişliği, iki sınır Kepleri yörüngesinin koşullu çevrelerinin yüksekliklerindeki fark olarak anlaşılmaktadır. O kadar küçük ki Dünya'ya dönüş yolunda yörünge düzeltmesi kesinlikle gerekli.

Aslında izin verilen maksimum aşırı yük katsayısının 10'u geçmemesi gerektiğini varsayarsak, ikinci kaçış hızında atmosfere girerken koridorun genişliği sadece 10 km olmalıdır. Yaklaşık olarak bu değerler bir takım çalışmalarda belirtilmektedir.

Ancak giriş koridorunu genişletmenize olanak tanıyan ve bir dizi başka avantaja sahip bir iniş yöntemi vardır. Bu zaten tanıdık olan süzülerek iniş veya aerodinamik kalitede iniştir.

Kayma aparatı, hücum açısında döndürülmüş küt bir koni şeklinde bir kapsül veya hafif uzunlamasına kesitli bir koni (Amerikan gemileri Gemini ve Apollo gibi aerodinamik kalite) olabilir veya yük taşıyan bir gövdeye sahip olabilir ( aerodinamik kalite 1 veya daha fazla) veya kanatları var (aerodinamik kalite 2'den büyük).

Aerodinamik kaliteye sahip bir aracın, balistik giriş sırasında olması gereken “undershoot limit”in (giriş koridorunun alt sınırı) altında atmosfere girdiğini varsayalım. Bu durumda yörünge yukarı doğru sapacak ve cihaz yavaş yavaş alçalırken iniş yapabilecek, böylece aşırı yüklenmeler aşırı olmayacaktır. Böylece giriş koridorunun alt sınırı düşecek.

Giriş koridorunun üst sınırı (“uçuş sınırı”) benzer şekilde daha da artırılabilir. Süzülen araç, bu sınırın üzerine çıktığında, negatif bir kaldırma kuvveti yaratılırsa (kanat "baş aşağı uçar"), aracı Dünya'ya doğru bastırma eğilimi gösterirse hala atmosferde kalabilir. Atmosfer dışı boşluğa girme tehlikesi geçtiğinde kaldırma kuvvetinin tekrar pozitif hale getirilmesi gerekecektir. Bunu yapmak için kaydırma aparatının uzunlamasına ekseni etrafında dönmesi gerekir.

Böylece, süzülerek iniş durumunda, giriş koridorunun genişliği, iki koşullu yerberinin yükseklikleri arasındaki fark olarak belirlenir: birincisi, "ele geçirme sınırı" olan yörüngeye karşılık gelir (atmosferden belirli bir hızda ayrılma). Negatif kaldırma kullanıldığında dairesele yakın; ikincisi, maksimum aşırı yükün izin verilen maksimum olduğu yörüngeye karşılık gelir ve pozitif kaldırma kuvvetinin kullanıldığı varsayılır.

Giriş koridorunun genişliğini belirtirsek, bunun için aşağıdaki yaklaşık formülü belirtebiliriz:

Burada a, atmosfere girişin boyutsuz hızıdır;

atmosfere giren aracın yerel dairesel hızıyla ilgili giriş hızı; pmax - izin verilen maksimum uzunlamasına aşırı yük katsayısı, yani. hareket yönünde aşırı yük (tehlike oluşturan enine aşırı yük değil, budur); Dünya'nın yarıçapı; X, atmosferdeki hava yoğunluğunun yükseklikle birlikte azalma oranını gösteren, “logaritmik yoğunluk azalması” olarak adlandırılan değerdir.

Son gösterimle bağlantılı olarak, yoğunluktaki Dünya yüzeyinin üzerindeki yükseklik ile değişimin yaklaşık olarak deniz seviyesinde atmosferik yoğunluk şeklinde yazılabildiğini ve bu bağımlılığın yüksekliğe kadar gerçek durumu oldukça iyi yansıttığını not ediyoruz. X'in değerinin bir boyutu vardır. Ters değerine "ölçek faktörü yoğunluğu" adı verilir ve basit bir fiziksel anlamı vardır: yükseldiğinde hava yoğunluğunun bir kat azaldığı yüksekliği kilometre cinsinden gösterir. Dünya için.

Aslında formüller, Dünya için ve Ay bölgesinden dönerken dikkate alınarak basitleştirilebilir, ancak giriş koridoru I'in genişliği formülü evrensel olduğundan bunu yapmıyoruz. doğa: herhangi bir gezegenin atmosferine yerel dairesel hızı aşan bir hızla girmek için geçerlidir.

Yukarıdaki formülden de görülebileceği gibi, koridorun genişliğinin atmosferin yoğunluğunun yükseklikle değişim oranına bağlı olması, ancak yoğunluğun örneğin yüzeydeki spesifik değerine bağlı olmaması ilginçtir. gezegen. Kaldırma kuvvetinin sürükleme kuvvetine oranına bağlıdır ancak bu kuvvetlerin spesifik değerlerine ve aracın kütlesine bağlı değildir.

Formülün, girişin çok düşük olmayan aerodinamik kalitede yapıldığı durumlar için geçerli olduğunu unutmayın. Özellikle balistik giriş koridorunun genişliğini hesaplamak için kullanılamaz.

Verilere göre, kaldırma kuvvetinin kullanılması, balistik iniş sırasındaki genişliğine kıyasla giriş koridorunun genişliğini önemli ölçüde artırmayı mümkün kılmaktadır. Ek olarak, atmosferde ek (özellikle yanal) manevra imkanı sağlar ve bu da inişin çok daha doğru bir şekilde yapılmasını sağlar. Gerektiğinde uçuş menzilini arttırmak için sektirme yapılabilir. Atmosfere yeniden girildiğinde (sekmeden sonra), atmosferden önceki çıkıştaki hatalar kaldırma kullanılarak telafi edilebilir. Sekme ile nominal aralık ise

daha sonra kaldırma-sürükleme oranı 0,4 olan bir cihaz bu aralığı şu kadar artırabilir veya azaltabilir:

Balistik inişle karşılaştırıldığında, aerodinamik kaliteye sahip bir iniş, frenlemenin çok daha uzun bir süreye yayılması nedeniyle aşırı yüklerde keskin bir azalmaya yol açar.

Ortam, giriş koridorunun üst sınırı yakınında çok seyrek olduğundan, gerekli büyüklükte bir negatif kaldırma kuvveti oluşturmak için çok büyük kanatlara ihtiyaç duyulabilir. Bu nedenle, sınırı artırmaya yönelik aynı hedefe, paraşüt gibi yüksek sıcaklıklara dayanabilen frenleme cihazları kullanılarak direncin yapay olarak arttırılması yoluyla daha avantajlı bir şekilde ulaşılması mümkündür.

İnişin sonunda ise planör aracının hızı çok düştüğünde destek gövdesi etkisiz hale gelir ve dolayısıyla son aşamada paraşüt veya roket yardımıyla yumuşak bir iniş gerçekleştirilir. motor. Kaldırma-sürükleme oranı yaklaşık 3-4 olan uzay planörleri, yörüngesel uçaklarda (örneğin Shuttle) olduğu gibi koşu bantlarına inebilir.

Sovyetler Birliği'nde ilk kez Ay'ı kaplayan veya yüzeyinde bulunan otomatik araçlar Dünya'ya geri gönderildi.

Bir uzay aracı bölmesinin ve bağımsız bir atmosferik uçağın işlevlerini birleştiren bir uzay aracının geliştirilmesi, insanlı bir uzay aracı oluşturmanın en zor görevlerinden biridir. Uzay aracının uçuşunun bir özelliği, başlayan inişi kesintiye uğratmak neredeyse imkansız olduğundan ve uzay aracı kaçınılmaz olarak atmosferin yoğun katmanlarından geçerek Dünya'ya yaklaşacağından, meydana gelen olayların geri döndürülemezliğidir. Bu, güvenilirlik, yedeklilik derecesi ve mürettebat güvenliği açısından uçağın sistemlerine ve tasarımına yönelik gereksinimleri önemli ölçüde sıkılaştırıyor.

İniş ve iniş görevleri

Dünya'ya dönüş aşamasında asıl görevler, uzay aracının atmosferdeki uçuşunu yavaşlatmak ve inişini sağlamaktır. İniş ve iniş bölümlerinin sınırı 5 - 10 km yükseklikte yer alır, bunun altında hareket neredeyse sabittir ve birlikten çok az farklı olan aşırı yüklerde 100 - 200 m/s hızlarda geçer.

İniş ve iniş görevleri arasında doğrudan bir bağlantı vardır ve iniş bölümü için teknik çözümler dikkate alınarak iniş yöntemi seçilir. Şekli, iniş pisti alanına erişim ile süpersonik hızlarda ve ses altı modlarda etkili kontrol sağlayan uzay aracı için - nispeten düşük dikey hızda planlama, yatay iniş rasyoneldir - bir uçak iniş yöntemi ve düşük frekanslı uçaklar için aerodinamik kalite (yani vücudun zayıf bir şekilde ifade edilen taşıma kapasitesi) ve iniş öncesi alanda neredeyse dikey olarak hareket etmek - özel frenleme araçlarının (paraşütler, motorlar, rotorlar vb.) ve darbeyi emen ek sistemlerin kullanılmasını gerektiren dikey iniş Mürettebat için toplu olarak kabul edilebilir iniş (sıçrama) koşullarını sağlayan zemin (su). Örneğin Soyuz ve Apollo uzay gemilerinde dikey iniş yöntemi kullanıldı.

Aerodinamik özellikler

Herhangi bir cisim havada hareket ettiğinde, hızına, havanın yoğunluğuna, cismin şekline ve akıştaki konumuna bağlı olarak basınç kuvvetleri ona etki eder. Sonuçta ortaya çıkan (toplam) kuvvet, vücut yüzeyi üzerindeki basınç kuvvetlerinin integrali olarak tanımlanır ve adı verilen bir noktadan geçer. basınç merkezi. Adı verilen bir noktaya göre basınç kuvvetlerinin momentlerinin integrali kütle merkezi (ağırlık merkezi), bileşke kuvvetin ve kolunun kütle merkezine göre çarpımı olarak temsil edilebilecek bir aerodinamik moment verir. Seçilen bir an ile aerodinamik kuvvetler (veya bileşenleri) bu merkeze yönelik bir uygulama olarak ele alınmaktadır. Kuvvetler ve momentler (Şekil 3.10) boyutsuz aerodinamik katsayılarla ifade edilir:

C Ve M- sırasıyla kuvvet ve momentin boyutsuz katsayıları;

Hız kafası;

ρ - hava yoğunluğu;

v- uçuş hızı;

S- karakteristik alan (orta bölüm veya kanat);

ben- karakteristik boyut (örneğin, uzay aracının uzunluğu).

SA'nın ana parametrelerinden biri kaldırma-sürükleme oranı- kaldırma kuvvetinin sürükleme kuvvetine oranı

Nerede İLE Y ve İLE X - kaldırma katsayıları e ve direniş kuvvetleri Q buna göre (bkz. Şekil 3.10).

Eksenel simetrik segmental şekilli bir uçağın tipik aerodinamik özellikleri Şekil 1'de gösterilmektedir. 3.11. Aerodinamik bozuklukların etkisi nedeniyle (örneğin, ilk saldırı açısı), uçak kütle merkezi etrafında hareket eder ve bu da statik ve dinamik stabilite sorunlarının çözülmesini gerektirir.

Statik stabilite- bu, bir uçağın denge konumundan ayrılırken onu tekrar bu konuma döndürecek aerodinamik momentler elde etme özelliğidir. En basit durumda, basınç merkezinin ağırlık merkezinin arkasında olması (uçağın ileri noktasına göre) ve aerodinamik kuvvetin bir düzeltme momenti oluşturması durumunda bu mümkündür. Bu anlamda, aparatın uzunluğuna bağlı olarak basınç ve ağırlık merkezleri arasındaki mesafeye genellikle denir. Statik stabilite marjı ve kararlı dengenin mevcut olduğu saldırı açısı (moment sıfırdır ve açıya göre türevi negatiftir) dengeleme. Segmental şekilli eksenel simetrik bir aparat üzerinde bir kaldırma kuvveti elde etmek için, ona belirli bir saldırı açısı vermek gerekir (bkz. Şekil 3.11), bu denge oluşturularak sağlanabilir. ağırlık eksantrikliği(bkz. Şekil 3.10 ve 3.11).

Dinamik kararlılık- bu, bir uçağın kütle merkezi etrafındaki salınımları sırasında dengeleyici momentler yaratma yeteneğidir. Açısal hızın varlığında anlık saldırı açısı aparatın uzunluğu boyunca değişir ve bu da bir miktar ek moment yaratır. Bu momentin açısal hıza göre türevi negatif ise moment sönümlemedir, aksi halde anti-sönümlemedir. Uçağın ve kontrol sisteminin tasarımında dinamik stabilite özellikleri dikkate alınır.

İniş yörüngeleri ve SA parametrelerinin seçimi

İniş yörüngeleri, aşırı yük ve termal koşullar sınırları dahilinde aracın özelliklerinin yarattığı olasılıkların yanı sıra iniş yörüngesinin gereklilikleri (manevra, iniş doğruluğu göz önüne alındığında) dikkate alınarak seçilir. Bu kısıtlamalar aracın özelliklerini ve hareketini kontrol eden programları etkiler. Bu soruları alçak Dünya yörüngelerinden (200 - 500 km rakımlar) iniş sorunuyla bağlantılı olarak ele alalım.

Yörüngelerin doğası, esas olarak aerodinamik kalite K olan uçağın parametreleri tarafından belirlenir (bkz. formül (3.3) ve balistik parametre

Nerede M- SA kütlesi.

Aşağıdaki parametreler de hesaplamalarda sıklıkla kullanılır:

bunlardan ilki (3.5) aşağıdakilerden türetilen bir miktardır İLE Ve R x ve ikincisi (3.6), orta kısım veya kanat üzerindeki yükü karakterize eder.

Verilen parametreler yerçekimi ve aerodinamik kuvvetler arasındaki ilişkiyi belirler ve ikincisinin uçuş sırasında ivme yaratmadaki etkinliğinin veya yeteneğinin bir ölçüsüdür, çünkü

Bu nedenle, yörünge oluşturma olanakları aerodinamik kalite ve balistik parametre seçimine, hareket kontrolü ise uçuştaki değişikliklere bağlıdır.

Yörüngeler aynı zamanda atmosfere giriş koşullarından da etkilenir; üst sınırı (giriş yüksekliği), aerodinamik kuvvetlerin (100 - 120 km) gözle görülür etkisinin başlangıcının yüksekliği olarak anlaşılır. Bu koşullar, giriş hızını (yörüngeden çıkış için yaklaşık 7,6 km/s) ve belirli bir yükseklikte belirlenen yörünge eğim açısını veya giriş açısını içerir.

İniş bölümünde manevra, aracın sürüklenmesini (sürükleme katsayısı veya etkin yüzey) değiştirerek gerçekleştirilebilir, ancak bu yalnızca yörünge düzleminde, yani menzil içinde yapılabilir. Kaldırma kuvvetlerinin kullanılması hem menzil içinde hem de yanal yönde manevra yapma olanağı yaratır.

Aerodinamik kaliteye bağlı olarak aşağıdaki karakteristik iniş türleri ayırt edilir:

balistik- kural olarak kaldırma kuvvetleri kullanılmadan, menzil kontrolü olmadan ve geniş bir iniş noktası yayılımıyla (yaklaşık ±300 km);

planlama- kaldırma kuvvetlerinin kullanılması; genellikle aerodinamik kalitede iniş anlamına gelir (0,7 -1'den büyük), bu da manevra için geniş fırsatlar yaratır ve doğru bir iniş sağlar;

sürgülü veya yarı balistik, düşük aerodinamik kaliteye (0,3 - 0,5'ten az) sahip, aşırı manevraları azaltmayı ve kapsamlı manevra olmasa da oldukça doğru bir iniş sağlamayı mümkün kılan süzülme inişidir; Bu tür iniş Soyuz ve Apollo uzay gemilerinde kullanılıyor.

Başlatma sırasında aşırı yüklemeler- ana yörünge parametrelerinden biri - esas olarak aerodinamik kaliteye ve giriş açısına bağlıdır. Şekil 2'de görülebileceği gibi aşırı yükleri azaltmak için. Şekil 3.12'de aerodinamik kalitenin 0,3 - 0,5'e yükseltilmesi tavsiye edilir (daha fazla artışın etkisi çok azdır) ve giriş açısının 2 - 3°'yi aşmaması önerilir.

Isı akışları SA yüzeyini etkileyen aerodinamik kaliteye ve atmosfere giriş açısına bağlıdır (Şekil 3.13). Termal koşulları iyileştirmek için, ısı akışının tepe noktası oluşmadan önce hızı mümkün olduğunca azaltmak için atmosferin üst katmanlarında frenleme yapılması önemlidir. Bu, balistik iniş sırasında aerodinamik sürüklemeyi artırarak ve orta kısımdaki yükü azaltarak ve yüksek kaldırma-sürükleme oranına sahip bir uçak için saldırı açısını artırarak (sürükleme ve kaldırma katsayılarını artırarak) ve uçaktaki yükü azaltarak gerçekleştirilir. kaldırma yüzeyi. Kayarak iniş sırasında SA'nın küt şekli yüksek bir sürükleme katsayısı sağlar ve hücum açısı bu katsayıyı biraz azaltarak bir kaldırma kuvveti oluşturur.

Her durumda, inişin ilk aşamasında, termal koşulların iyileştirilmesi açısından önemli olan maksimum kalite modu değil, sürükleme ve kaldırma katsayılarında mümkün olan maksimum artış veya yükte azalmadır. karakteristik alan.

Aşırı yük toleransı optimal insan duruşu ile 25 - 27 birime kadar değerler sağlanır. (5 - 10 saniyeye kadar eylem süresiyle iniş yörüngesi boyunca maksimum değer) ve 15 birime kadar performans. Mürettebatın göreceli konforunu ve uçuşu güvenli bir şekilde kontrol edebilmelerini sağlamak için aşırı yük 4-6 birimi geçmemelidir.

SA parametrelerinin seçilmesiöncelikle aşırı yük toleransı, manevra kabiliyeti ve iniş doğruluğunu sağlama gereklilikleri ve termal korumanın geliştirilmesi ile belirlenir.

Mürettebatın Dünya'ya güvenilir bir şekilde geri döndürülmesi sorunu, en basit şekilde, aşırı yükün 10 birimi aşmadığı ve fırlatma sahasındaki kurtarma sırasında - 25 birim, yani tolere edilebilir değerler sınırları dahilinde kaldığı yörüngeden balistik iniş ile çözülür. . Mürettebat verimliliğinin sağlanmasına bağlı olarak aerodinamik kalite, normal iniş sırasında 0,15 - 0,2'ye ve acil durumda 4 - 5 ve 15 birim aşırı yük seviyesi ile 0,3'e karşılık gelmelidir. sırasıyla. Ayrıca, mevcut aerodinamik kalite 0,3 (kontrol marjı ile) ile yörüngeden kontrollü bir iniş durumunda, yeterli doğrulukla iniş (onlarca kilometre içindeki sapma) sağlanır. Bahsedilen iki iniş tipindeki ısı değişim koşullarına bağlı olarak balistik parametrenin azaltılması tavsiye edilir. Bu amaçlar için SA yüzeyinin arttırılması (orta kısımdaki yükün azaltılması), haksız kütle maliyetlerine yol açmaktadır. Geliştirilen tüm gemilerin tasarımlarında görülen direnç katsayısının arttırılması daha akılcıdır.

İniş bölümünde özel bir manevranın belirtildiği durumlarda, aerodinamik kalitenin arttırılması gerekir; bu, yörüngeler arası manevra gerektiğinde (örneğin, üç noktadan bir noktaya iniş için 2000 - 2500 km yanal sapma) bitişik yörüngeler) yaklaşık 1,5 olmalıdır. Aynı zamanda, aşırı yük toleransını ve iniş doğruluğunu artırmaya yardımcı olan aerodinamik kalitedeki bir artış, termal koruma kütlesinde bir artışa ve gelişmiş yük taşıyan yüzeylerle yapının kütlesinde bir artışa yol açar. Bu, aerodinamik kalite seçimini iniş problemlerini çözmek için gereken değerin üzerinde kısıtlar.

Hareket kontrol yöntemi Uçuş sırasında kaldırma kuvvetini düzenlemek için benimsenen yöntemle belirlenir. Dengeleme hücum açısı ve aerodinamik kalite, uzay aracı içindeki büyük kütlelerin (Soyuz için yaklaşık 150 kg) hareketi nedeniyle ağırlık merkezinin yanal yer değiştirmesi ile değiştirilebilir (bkz. Şekil 3.11), ki bu mantıksızdır. Jet motorları aynı amaçlarla kullanıldığında yakıt tüketimi aşırı derecede artmakta ve aerodinamik kontrol yüzeylerinin oluşturulması yalnızca kanatlı tasarımlar için etkili olmaktadır.

Büyük kontrol torkları gerektirmeyen, aracı sabit bir hücum açısı ile yuvarlanma halinde döndüren bir kontrol yöntemi yaygınlaştı. Sıfır yuvarlanma açısında, kaldırma kuvveti yörünge düzleminde yukarıya doğru yönlendirilir ve dönerken yana doğru saparak menzil kontrolü sağlayan dikey bileşeni değiştirir. Aracın sağdan sola ve tam tersi yönde hareket ettirilmesi de dahil olmak üzere yatay bileşenin değiştirilmesi, yanal kontrol için kullanılır. Bu yöntem acil durumlarda da kullanılır. Bu nedenle, kontrol sistemi arızalanırsa, kaldırma kuvveti aşağıya doğru yönlendirilebilir, bu da aşırı yüklerde kabul edilemez bir artışa neden olur ve bu durum, aparatın yuvarlanma modunda (dönme modu) döndürülmesiyle ortadan kaldırılabilir. Bu durumda kaldırma kuvvetinin ortalama değeri sıfırdır, yani balistik bir iniş söz konusudur.

İniş kontrolü hareketin kabul edilen yörüngeyi belirli bir doğrulukla takip etmesi için gereklidir. Yörüngenin hesaplanandan sapma kaynakları, giriş koşullarındaki hatalar (açı, hız, koordinatlar), atmosferik yoğunluktaki ve rüzgar etkilerindeki rastgele değişiklikler, aerodinamik özelliklerin belirlenmesindeki hatalar ve diğer faktörler olabilir. Kontrol sistemi, mevcut yörünge parametrelerinin ölçümlerine dayanır ve bunlardan benimsenen kontrol yöntemi (yuvarlanma dönüşleri) aracılığıyla uygulanan kontrol eylemlerini belirler; çalışmalarının doğruluğu araçsal ve metodolojik hatalardan etkilenir.

İniş şeması Her zaman SSCB topraklarına inen Soyuz uzay aracında kullanılan düşük kaldırma-sürükleme oranına sahip uzay aracının frenleme için yönlendirilmesiyle başlıyor. Atlantik Okyanusu üzerinde hesaplanan noktada, itme sistemi uzay aracına 100-120 m/s'lik bir frenleme darbesi sağlar, ardından yönelimi korurken yaklaşık 1,5°'lik bir giriş açısına sahip bir geçiş elipsi boyunca daha fazla hareket meydana gelir. Uzay aracı ayrıldıktan sonra SA'sı, atmosfere tahmin edilen giriş noktasında saldırı açısı trim açısına karşılık gelecek ve dönüş açısı (yaklaşık 45°) hesaplanan etkili kaliteyi sağlayacak şekilde yerleştirilir. Aerodinamik kuvvetler ortaya çıktığında (yaklaşık 0,04 birimlik aşırı yük), hareket kontrolü başlar, yuvarlanma dönüşleri ve eğim ve sapma titreşimlerinin sönümlenmesi ise mikrojet motorlar kullanılarak gerçekleştirilir. İniş sırasındaki maksimum aşırı yüklenmeler 3 - 4 birim aralığındadır ve girişten 9,5 km yüksekliğe (paraşüt yerleştirme) kadar uçuş süresi yaklaşık 10 dakikadır.

Acil durumlarda SA'nın 12,5 derece/s açısal hızla yuvarlanarak döndürülmesiyle balistik inişe geçiş (9 birime kadar aşırı yük) sağlanır. İniş aracı dairesel anlamda statik olarak stabildir ve hareket kabiliyetine sahiptir. Başlangıç ​​yönelimi ihlal edilse bile hesaplanan saldırı açısına ulaşılması.

İkinci kaçış hızında yeniden girişte alçalma

Ay'dan dönerken Dünya'ya yaklaşma hızı ikinci kozmik hıza yakındır ve gezegenler arası uçuşlarda onu aşar. Bu koşullar altında, alçak Dünya yörüngesine geçiş ve ardından iniş mümkündür, bu da enerji açısından olumsuzdur; bu nedenle, ikinci bir kaçış hızıyla atmosfere doğrudan giriş planı daha pratiktir. Bu plan Zond ve Apollo uzay aracı için kabul edildi.

Giriş koridoru(Şekil 3.14), izin verilen maksimum iki giriş yörüngesi arasındaki bir bölgedir; bunlardan üst olanı, orta yörüngede uçuş haricinde SA'nın atmosfer tarafından yakalanma koşuluyla belirlenir (ilk dalış, bir hız, ilk uzay hızından daha düşük) ve daha düşük olanı - izin verilen maksimum olarak kabul edilen aşırı yüklere göre. Giriş koridorunun sınırları, koşullu perijenin yükseklikleri veya giriş açıları ile ifade edilir.

Kontrollü iniş sırasındaki aerodinamik kalite, giriş koridorunu genişletmenize ve iniş doğruluğunu artırmanıza olanak tanır. Hareket modeli, yükseklikteki üst sapmalarla, kaldırma kuvveti uzay aracını Dünya'ya bastıracak, onu istenen yörünge koridoruna sokacak ve dik bir giriş durumunda yörüngeyi yukarı kaldıracak şekilde inşa edilmiştir, Aşırı yüklenmelerin aşırı büyümesinin önlenmesi. Ek olarak, kaldırma-sürükleme oranı, menzil ve yanal manevraların gerçekleştirilmesine yönelik olabilir. Böylece, Zond uzay aracını geliştirirken, Hint Okyanusu'ndan güneyden kuzeye geçen rotalarda SSCB topraklarına iniş görevi, gerekli uçuş menzilini ve kabul edilebilir iniş doğruluğunu elde etmek için neredeyse yalnızca aerodinamik kalite kullanılarak çözüldü.

İkinci kaçış hızında atmosfere girerken 0,3 - 0,5 aralığındaki aerodinamik kalite yeterlidir; SA uzay aracı istasyonu "Zond" için 0,3'e eşit alınmış ve yedek balistik iniş kısıtlamaları dikkate alınarak giriş koridoru, geleneksel yerberi yüksekliğinde (ortalama yükseklik 45 km) 20 km'ye eşit olarak alınmıştır. .

İniş yörüngeleri Kabul edilen giriş koridoru içerisinde atmosfere girerken iki karakteristik bölüme sahiptirler: hızın ilk kozmik hızdan daha düşük bir değere düştüğü ilk dalış ve yörüngeden inişten çok az farklı olan ikinci dalış ve dik yörüngelerle bölümler birleşiyor. Zaman aşırı yükü eğrileri iki tepe noktasına sahiptir ve bunların arasındaki oran başlangıç ​​koşullarına bağlı olarak değişir. Ortalama aşırı yük seviyesi 5 - 7 birimdir ve yedek balistik inişle - 15 - 16 birimdir. Uçuş menzilini kontrol ederken, ilk dalıştan çıktıktan sonra (veya hızı ilk kozmik hıza düşürme aşamasında) yörüngenin oluşumu temel öneme sahiptir; örneğin Zond istasyonu SA için çıkış açısının arttırılması bize menzilde 2500 km artış sağladı. İkinci dalışta kontrol etkisiz olup K=0,3'te ±350 km dahilinde sağlanır.

Termal koruma Yörüngeden inişe göre çok daha yoğun koşullar altında çalışır (bkz. Bölüm 3.3), bu da ona yönelik gereksinimlerin artmasına ve kütlesinde %20-30 oranında bir artışa neden olur. Termal korumayı geliştirirken, iki ısıtma tepe noktasının varlığını ve aralarındaki zaman aralığında yapının kısmi soğuma faktörünü hesaba katmak gerekir.

CA formu

Vostok uzay aracı için küresel bir şekil ve balistik bir iniş benimsendi. Küresel şeklin bir özelliği, toplam aerodinamik kuvvetin her zaman geometrik merkezden geçmesi ve uçağın statik stabilitesinin tüm uçuş modlarında güvenle sağlanmasıdır. Yine balistik bir yörünge boyunca alçalan Mercury uzay aracı için, ön küresel bölüm, yan konik yüzey (koni yarım açısı 20°) ve kuyrukta bir silindir içeren bir şekil benimsendi (bkz. Şekil 3.7, a) . Gemini uzay aracının dönüş kapsülü de benzer bir şekle sahipti, ancak ağırlık merkezi kaydırılarak yaklaşık 0,2'lik bir kaldırma-sürükleme oranına karşılık gelen bir saldırı açısında dengelendi.

Ülkemizde Soyuz uzay aracı üzerinde çalışmaya hazırlık olarak, en rasyonel iniş ve iniş yöntemlerini bulmayı amaçlayan çeşitli formlardaki uyduların ve bunların yeteneklerinin tasarım ve teorik çalışmaları gerçekleştirildi. Kanatlı tasarımlar da dahil olmak üzere geniş bir yelpazede balistik iniş ve aerodinamik kaliteye sahip SA'lar dikkate alınmış, dikey ve yatay (uçak) iniş yöntemlerinin özellikleri de incelenmiştir. Araştırmalar, atmosferdeki hareketin kontrol edilmesi gerekliliğini, hem yörüngeden iniş hem de ikinci kaçış hızında atmosfere giriş için aerodinamik kalitenin yaklaşık 0,3 yeterliliğini, mürettebatın Dünya'ya geri döndürülmesi için kanatlı planların kullanılmasının mantıksızlığını göstermiştir. bunların uygulanması için büyük kütle kayıplarına. Araştırma sonucunda Soyuz uzay aracı için düşük aerodinamik kaliteye sahip kontrollü iniş ve dikey iniş yöntemi benimsendi. Aerodinamik konfigürasyon seçeneklerinin analizi, ön yüzeyi küresel bir bölüm olan ve konik tarafı düzgün bir şekilde tabana dönüşen “far” tipindeki iniş aracının şeklinin seçimiyle sona erdi (Şekil 3.15, a). yarımküre. Aynı zamanda ağırlık eksantrikliği ile hücum açısının dengelenmesi, yuvarlanma dönüşleri ile hareket kontrolünün sağlanmasına karar verildi. Aynı zamanda SA'yı bükerek balistik inişe geçmenin bir yolu vardı.

Benzer ilkeler Amerikalı uzmanlar tarafından bağımsız olarak geliştirildi ve Apollo uzay aracının inişine ilişkin kararların temelini oluşturdu. Komuta bölmesinin şekli (Şekil 3.15.6) da bir ön bölümsel yüzeye ve bir yan koniye sahipti, ancak yarı açılma açısı arttırılmıştı ve yaklaşık 0,45'lik bir kaldırma-sürükleme oranı sağlıyordu. Soyuz ve Apollo uzay aracının iniş araçları, düşük aerodinamik kaliteye sahip araçlar olarak sınıflandırılmaktadır.

Ön küresel segmente sahip eksenel simetrik formlara segmental denir. Kullanımlarının en tipik örneği Soyuz ve Apollo uzay aracının uzay aracıdır. Ön bölümün eğrilik yarıçapı (bkz. Şekil 3.15), yaklaşık olarak orta bölümün çapına eşittir; bu, süpersonik hızlarda yüksek bir sürükleme katsayısı ve hücum açılarını dengelemede iyi statik stabilite sağlar, ancak yan ve alt yüzeyler önemli ölçüde farklıdır. Soyuz uzay aracının SA konisinin küçük yarım açısı, geliştirilmiş üst küresel yüzey ile birlikte, yüksek bir hacimsel doldurma katsayısı (hacmin orta bölüm alanının 2/3 gücüne oranı) verir ve bunu yapar. dairesel statik stabilite elde etmek mümkündür. Apollo uzay aracının bu bakımdan kaybeden şekli, aerodinamik kaliteyi artıran ve ısınmadan korunma koşullarını iyileştiren gölgeli bir yan yüzeye sahiptir. Her iki SA biçimi de birinci ve ikinci kaçış hızlarındaki inişler sırasında test edildi ve kullanımlarının rasyonelliği doğrulandı.

Atmosfere iniş yapan cihazların ana seçenekleri, şekilleri ve özellikleri Tabloda verilmiştir. 3.1.

Termal koruma

Uçağı aerodinamik ısınmadan korumak için, akışın termal ve mekanik etkilerine yeterince dayanıklı olan ve ısı yalıtımıyla birlikte uçak yapısının dış katmanını oluşturan katı malzemeler kullanılır; bu katmana denir termal koruma ve malzemeler - ısıya karşı koruyucu.

Termal koruma seçenekleri radyant, ısı emici ve ablatif sistemleri içerir. Radyant sistemler, ısıtıldığında ısıyı uzaya yayarak aerodinamik ısıtmadan gelen ısı akışını dengeleyen, yüksek sıcaklıktaki malzemeden yapılmış ince bir dış kabuğun kullanımına dayanmaktadır. Kabuk malzemesinin izin verilen maksimum çalışma sıcaklığı, gelen ısı akışına termal koruma uygulama koşullarını sınırlar. Bu tip koruma, yan konik yüzeyi 0,4 - 0,8 mm kalınlığında nikel-kobalt alaşımlı fayanslarla kaplanmış ve altında bir ısı yalıtım tabakası bulunan Mercury uzay aracında kullanıldı.

Isı absorbsiyonlu sistemler sadece ısı yaymakla kalmaz, aynı zamanda ısı kapasitesi yüksek ve tabakası kalın olması gereken bir malzemede de biriktirir. Böyle bir sistem, Mercury uzay aracında, yaklaşık 5,5 mm kalınlığında berilyum plakalar kullanılarak yan silindirik yüzeyde termal olarak daha stresli bir bölgede kullanıldı.

Ablatif sistemler (ablasyon - ısıtıldığında kütle kaybı), dış katmanın tahrip olmasına ve termal koruma kütlesinin kısmen çıkarılmasına izin verir. İlgili işlemler karmaşıktır ve kullanılan malzemeye bağlıdır. Organik plastik kullanıldığında, dış tabakası ısının etkisi altında pirolize uğrar, bu da kok kalıntısının ortaya çıkmasına ve gazlı ürünlerin salınmasına neden olur. Zamanla kok tabakası artar ve ayrışma bölgesi malzemenin derinliğine iner. Plastik ayrıştıkça, gelen ısının önemli bir kısmı emilir ve ortaya çıkan gazlar, gözenekli kalıntının içinden sınır tabakasına doğru üflenerek onu deforme eder. ve konvektif akışı azaltır ve yüksek sıcaklıktaki kok tabakası ayrıca ısı yayar. Prosese, gazlı ürünlerin akışından ve yanmasından kaynaklanan mekanik etki nedeniyle kok tabakasının bir kısmının sürüklenmesi eşlik eder. SA gövdesinin ısı yalıtımı, koklaşmayan bir ablatif malzeme tabakası ve birincisinin altına monte edilmişse bir hafif ısı yalıtkan tabakası ile sağlanır.

Kombine ve süblimleştirici ablatif malzemeler kullanılır. İlk durumda, malzemeye kok katmanını güçlendiren ve yüzeyde eriyen ve kısmen buharlaşan bir dolgu maddesi (örneğin cam) eklenir. Bu tür malzemeler artan yoğunluğa ve dayanıklılığa sahiptir. Süblimleştirici malzemeler (örneğin floroplastik gibi) kok kalıntısı oluşturmaz, ısıtıldıklarında katı fazdan gaz fazına geçerler ve nispeten düşük bir süblimleşme sıcaklığına ve radyasyon yoluyla düşük ısı giderimine sahiptirler.

Tüm uzay araçlarının ön ısı kalkanlarında ve ayrıca tüm yerli uzay araçlarının ve Amerikan Apollo uzay aracının uzay aracının yan yüzeyinde ablatif malzemeler kullanıldı. Özellikle, Soyuz uzay aracı iniş modülünde, ön kalkan, asbest kumaş formunda bir dolgu maddesine sahip ablatif malzemeden yapılmıştır ve yanal termal koruma, yoğun bir floroplastik gibi süblimleştirici bir malzemeden yapılmış üç katmanlı bir pakettir. dayanıklı bir kabuk oluşturan cam elyafı gibi ablatif malzeme ve hafif bağlayıcı emprenyeli lifli malzeme formunda bir ısı yalıtkanı. Bu durumda, termal korumanın enine bölümleri (kapaklar, bağlantılar vb.) yoğun ablatif malzemeden yapılmış kenarlarla kaplanmıştır. Bu termal korumanın tasarımı basittir ve teknolojik açıdan gelişmiştir.

Apollo uzay aracında, uzay aracının gövdesine yapıştırılmış fiberglas bazlı bal peteği yapısını doldurmak için ablatif bir malzeme kullanıldı.

Araç yüzeyindeki termal korumanın kalınlığı kural olarak düzensizdir ve ısı akışlarının dağılımı ve araç gövdesinin belirtilen sıcaklığı dikkate alınarak seçilir. Böylece Apollo uzay aracında korumanın kalınlığı 8 ila 44 mm arasında değişmektedir.

Termal korumanın tasarımı, ısıtıldığında doğrusal genleşme açısından malzemelerin özelliklerini dikkate almalıdır.

Düzen diyagramı

Bir yerleşim şeması geliştirmenin amacı, mürettebatın, ekipmanın ve ana yapısal elemanların, araç için seçilen form dahilinde, hizalanması ve ağırlığın en aza indirilmesi, işlevsel gereksinimler ve sınırlamaların yanı sıra sorunların ele alınmasına yönelik gerekliliklere tabi olarak rasyonel bir şekilde yerleştirilmesidir. üretilebilirlik ve işletim (toplama, ekipmana erişim vb.). Bir yerleşim şeması arama sürecinde uçağın geometrik boyutları ve aerodinamik konfigürasyonunun detayları belirlenir veya belirtilir.

Örnek olarak Soyuz uzay aracı iniş modülünün yerleşim şemasını oluşturmanın temellerini ele alalım. Bilindiği gibi aşırı yüklere karşı en iyi tolerans, sırt çizgisi ile kuvvet vektörü arasında 78° açıyla “göğüs – sırt” yönünde uygulandığında sağlanır. Bu nedenle, toplam aerodinamik kuvvetin sapması dikkate alınarak (bkz. Şekil 3.10), arka çizgideki koltuklar SA eksenine 70° açıyla monte edilir. Bireysel desteklere, bir emniyet kemeri sistemine ve iniş sırasında aşırı yüklenmeyi azaltan bir amortisöre sahiptirler; bu hareket boyunca (çalışma stroku 250 mm), sandalyenin astronotun bacakları bölgesinde bulunan bir menteşe etrafında dönmesi eşlik eder (Şekil 1). 3.16). İnmeden önce amortisör "eğilir" (koltuk en yüksek konuma yükseltilir), bu da onu çalışmaya hazırlar. Astronotun seçilen konumu ile uçuş sırasındaki diğer tüm aşırı yüklerin toleransı sağlanır (fırlatma aracının çalıştırılması, paraşütlerin akışa yerleştirilmesi vb.).

Yaşanabilir iki bölme varsa, aracın minimum boyutlara sahip olması gerekir (bkz. bölüm 3.4) ve bu konuda belirleyici faktör, koltukların takıldığı bölgedeki gövde çapıdır. Soyuz uzay aracı üç kişilik olarak tasarlandı ve en kompakt koltuk düzeninin bir "yelpaze" olduğu ortaya çıktı (bkz. Şekil 3.16). Hizalama nedenleriyle, konik yüzeyin generatrisi boyunca koltukların arasına iki konteyner paraşüt sistemi yerleştirildi; Yüksek paketleme yoğunluğu (0,5 - 0,6 kg/l) ve büyük kütlesi ile aracın ağırlık merkezinin istenen yanal yer değiştirmesinin yaratılmasına yardımcı olurlar. Böyle bir şemaya dayanarak ve ekipmanı koltuk altı alanına ve kabin duvarlarına yerleştirme olasılıkları dikkate alınarak, aracın metal gövdesinin çapı (kabul edilebilir minimum olarak) belirlendi ve 2'ye eşitti. M.

Soyuz uzay aracında, koltuklarındaki kozmonotların önünde, kenarları boyunca komut ve sinyal cihazlarının bulunduğu merkezi bir gösterge paneli (bkz. Şekil 3.16) ve gösterge panelinin altında optik bir cihaz bulunmaktadır. yanaşma sırasında gözlem ve manuel yönlendirme için KK ve koltukların sağında ve solunda gözlem pencereleri vardır; kontrol kolları orta koltuğa monte edilmiştir. Ekipmanın ana kısmı, yumuşak iniş motorlarının da monte edildiği ön alt kısımdaki alet çerçevelerine yerleştirilir ve iniş sırasında paraşüt bölümüne bırakılan bir ön kalkanla kaplanır. Paraşüt sistemleri kapalı kaplara yerleştirilmekte ve kapakları açıldığında akışa verilmektedir. İniş aracının, termal korumasına bir yuva anteninin monte edildiği hızlı açılan bir kapağı vardır. Düşük itişli jet motorları ve bunları besleyen tek bileşenli yakıt depoları, basınçlı devrenin dışına monte edilir.

İki kişilik Soyuz uzay aracında, uzay aracının basıncının düşürülmesi durumunda uzay giysilerine hava sağlamak için sol koltuğun yerine silindirler ve bağlantı parçaları içeren bir çerçeve yerleştirilmiştir.

Yörüngesel uçuşta, uzay aracı ve yörünge bölmesi birbirine bağlıdır ve tek bir basınçlı devre oluşturulacak şekilde bağlantıları kapatılır. İnmeden önce piro cihazları kullanılarak ayrılırlar. SA, ön kalkanın içinden geçen metal bağlarla geçiş bölmesine (bkz. Şekil 3.8) bağlanır; bunların dış uçları, CC'yi ayırırken geçiş bölmesinin pirolokları tarafından serbest bırakılır.

Soyuz uzay aracının yerleşimi ve boyutlarının seçimi, mühendislik araştırmasını özellikle zorlaştıran maksimum kompaktlık gerekliliğine tabiydi. Uzay aracının çalışma deneyimi, alınan kararların rasyonelliğini ve uçağın teknik özelliklerinin uçuş görevlerine uygunluğunu doğruladı.