Спускаемые аппараты: читать книгу онлайн полностью и бесплатно

Однако интенсивность торможения должна быть ограничена перегрузками, допустимыми для экипажа и приборов, а также конструкции спускаемого аппарата. По этим соображениям крутизну входа в атмосферу необходимо создавать меньшую. Большая часть кинетической энергии спускаемого аппарата, перешедшей в тепловую при торможении в атмосфере, должна рассеиваться во внешней среде, и лишь небольшая часть ее может быть поглощена массой конструкции или воспринята теплозащитными системами аппарата. При пологих траекториях спуска в атмосфере уровень перегрузок и интенсивностъ нагрева ниже, однако из-за увеличения длительности снижения возрастает общая доля тепловой энергии, подводимой к поверхности аппарата.

На характер и интенсивность взаимодействия спускаемого аппарата с воздушной средой при снижении торможении влияют параметры атмосферы, такие, как плотность, давление, температура, длина свободного пробега молекул, скорость распространения возмущений (скорость звука), молекулярная масса и т. п. Но и эти параметры не постоянны, а испытывают колебания, зависящие от времени года и суток, от изменения солнечной активности, от климатических факторов, изменения ветра и т. д.

Огромная скорость входа спускаемого аппарата в атмосферу вызывает большие в ней возмущения. Впереди по направлению полета газ атмосферы начинает сжиматься, но не постепенно, а ударом, и возникает уплотнение — так называемая ударная волна. Последняя движется несколько впереди спускаемого аппарата при той же скорости движения. Температура во фронте ударной волны достигает нескольких тысяч Кельвинов. Потоки тепла идут во все стороны, в том числе и на спускаемый аппарат. При этом поток тепла, приходящийся на спускаемый аппарат, зависит от состава атмосферы и ее термодинамических характеристик.

При больших углах входа нарастание потока и спад его в результате резкого торможения происходит пикообразно. Получается мощный тепловой и динамический удар и быстрый унос солидного количества теплозащиты. При малых углах входа кривая нарастания теплового потока положе, а время его воздействия продолжительнее и унос покрытия меньше, но, безусловно, при этом имеется большой прогрев всей системы теплозащиты.

Тепловая энергия при торможении космического аппарата поступает в атмосферу с его поверхности двумя основными путями — за счет колвективной теплопередачи в пограничном слое и за счет излучения фронта ударной волны. При больших скоростях полета процесс конвективного переноса тепла усложняется ионизацией газа, неравновесностью пограничного слоя, а при уносе массы с поверхности обшивки (обгорание обмазки, испарение теплозащиты и т. п.) — массообменом и химическими реакциями в пограничном слое. Излучение ударной волны — лучистая теплопередача — становится существенным при скоростях полета 6–8 км/с, а при больших скоростях приобретает решающее значение.

Тепловая энергия, подведенная извне к обшивке спускаемого аппарата, частично рассеивается за счет излучения от нагретой поверхности, частично поглощается или уносится (при охлаждении с уносом массы) системами теплозащиты, частично аккумулируется за счет теплоемкости конструкции спускаемого аппарата, вызывая повышение температуры силовых элементов. Полное исследование тепловых режимов в различных точках обшивки спускаемого аппарата реальной конфигурации, требующее достаточно подробного рассмотрения тепло- и массообмена вблизи охлаждаемой поверхности и изучения температурных полей в конструкции, представляет собой весьма сложную задачу. Обычно используются приближенные соотношения, позволяющие оценить интенсивность нагрева для некоторых типичных участков поверхности спускаемого аппарата. Затем эти оценки уточняются на основе экспериментальных исследований. Таким образом, создание спускаемых аппаратов для конкретных планет, имеющих атмосферу, задача трудоемкая и очень сложная, даже только в части теплозащиты, но она успешно решается в конструкторских бюро.

АППАРАТЫ ДЛЯ СПУСКА В АТМОСФЕРЕ

Посмотрим на существующие и уже применявшиеся спускаемые аппараты с точки зрения распределения тепловых потоков. Кинетическая энергия спускаемого аппарата хотя и очень большая, но легко подсчитывается. Высвобождающаяся при торможении спускаемого аппарата в атмосфере энергия только в небольшой части (1–2%) идет на его нагрев, большая же часть этой энергии нагревает окружающую воздушную среду и рассеивается в атмосфере. Практически вот на эти 1–2% от располагаемой спускаемым аппаратом энергии и надо рассчитывать создаваемую теплозащиту.

Вообще говоря, в космонавтике энергия расходуется расточительно. При запуске космического аппарата только 1–2% энергии топлива, сгоравшего в двигательной установке, идет на увеличение кинетической энергии космического аппарата. Остальная расходуется на потери при нагреве газов и истечении их в атмосферу, на перемещение и увеличение кинетической энергии первых ступеней ракеты-носителя, на повышение потенциальной энергии космического аппарата и т. д. (Видимо, эти проценты в природе часто встречаются. Даже, как показал академик И. В. Петрянов-Соколов, КПД в переработке минералов на Земле составляет только 1–2%, но эти совпадения, наверное, тема другого разговора.)

От угла входа в атмосферу зависит как продолжительность воздействия теплового потока, так и величина лобового сопротивления. При больших углах входа сопротивление настолько резко возрастает, что величина перегрузки достигает несколько сот g. Это было характерно для межпланетных станций «Венера» первого поколения (до «Венеры-8» включительно). Углы входа в атмосферу у них достигали 62–65°, а величины перегрузки при этом были до 450 g. Это значит, каждый прибор, каждый элемент спускаемого аппарата становился в 450 раз тяжелее и во столько же раз больше давил на опору, где был закреплен, чем в момент установки в спускаемый аппарат в сборочном цехе.

Длительное время космический аппарат «Венера» находится в условиях невесомости на межпланетной орбите от Земли до Венеры, когда в течение четырех месяцев спускаемый аппарат не испытывает силовых нагружений. И только при встрече с атмосферой Венеры внезапно, вдруг на корпус и оболочку спускаемого аппарата наваливается огромная сила — сила сопротивления атмосферы, стремящаяся, подобно мощному прессу, смять спускаемый аппарат. При этом он подвергается натиску одновременно двух воздействий: силы сопротивления атмосферы и мощного потока тепловой энергии. Подобное происходит с любым спускаемым аппаратом, входящим как в состав межпланетной станции, так и космического корабля при возвращении космонавтов на Землю.

Лобовые наружные слои теплозащиты сублимируют, т. е. испаряются, и потоком воздуха уносятся, создавая светящийся след в атмосфере. Высокая температура в ударной волне ионизирует молекулы воздуха в атмосфере — возникает плазма. Плазменное покрывало охватывает большую часть спускаемого аппарата и как экраном закрывает несущийся в атмосфере спускаемый аппарат и тем самым лишает связи с космонавтами или с радиокомплексом автоматического аппарата при посадке. Причем в земных условиях ионизация образуется, как правило, на высотах 120-15 км при максимуме в интервале 80–40 км.

Формы спускаемых аппаратов. Прежде всего отметим, что спускаемые аппараты, предназначенные для планет, имеющих атмосферу, могут создаваться либо для спуска без управления — по баллистической траектории, либо для спуска с системой управления движением, способной обеспечивать совершение маневра в атмосфере. Естественно, и более совершенные спускаемые аппараты, снабженные системой управления, могут совершать также спуск по баллистической траектории.

Первые спускаемые аппараты, примененные для искусственных спутников Земли, выполнялись в форме шара. Это спускаемые аппараты кораблей-спутников, космических кораблей «Восток» и «Восход», а также биоспутников. Их спуск проходил по баллистической траектории, ничем не отличаясь от природных «спускаемых аппаратов» — метеоритов. Форма шара самая простая и широко распространена в природе. Это форма звезд, планет, небольших капелек воды и т. д.

Шаровая конструкция, кроме лобового сопротивления, не подвержена действию никаких других сил, не считая силы притяжения. Аэродинамики говорят — шар обладает нулевым качеством, т. е. подъемная сила при обтекании шара атмосферой равна нулю. Для шаровой конструкции величина перегрузки завесит от скорости полета и угла входа в атмосферу. Для искусственного спутника Земли, у которого скорость движения по орбите несколько менее 8 км/с, угол входа должен быть небольшим, порядка одного или нескольких градусов, с тем чтобы перегрузки не превышали 10 g, что очень важно для спуска с орбиты спускаемого аппарата с экипажем.

Что же требуется, чтобы при спуске космонавтов с орбиты имелись комфортабельные условия, т. е. чтобы торможение происходило с ускорением земной тяжести (т..е. почти 10 м/с²)?

Во-первых, тормозной путь при этом должен быть длиной 3200 км. Во-вторых, если бы ничего не мешало, т. е. не считать атмосферу, то пришлось бы 800 с спускаться при включенном двигателе. А в земных условиях воздушная оболочка так плавно затормозить при баллистическом спуске не может, и торможение происходит более резким, с большими перегрузками.

Иначе говоря, для уменьшения величины перегрузки необходимо осуществлять спуск не по баллистической траектории, а с использованием подъемной силы, В этом случае необходимо применять спускаемый аппарат, обладающий аэродинамическим качеством. Шар, как уже говорилось, аэродинамическим качеством не обладает, но уже пластинка, если ее поместить в потоке воздуха наклонно, показывает наличие подъемной силы, В космонавтике использовали такую пластинку (правда, круглую в поперечном сечении и выпуклую в сторону потока), а сзади расположили отсек экипажа — получился спускаемый аппарат в форме фары.

Такая конструкция обладает аэродинамическим качеством до 0,35 или, иначе говоря, в движении при определенном наклоне передней стенки фары возникает подъемная сила, достигающая величины 35 % от силы лобового сопротивления. Подъемная сила дает возможность проводить спуск по более пологой траектории, с меньшими перегрузками. Такая форма характерна для спускаемых аппаратов космических кораблей «Союз», «Меркурий», «Джсмини» и «Аполлон». Правда, корабль «Меркурий» не мог воспользоваться своей формой для создания подъемной силы. Конструктивное решение корабля не позволяло этого сделать, а спуск аппарата всегда происходил по баллистической траектории.

Что же необходимо создать для осуществления наклона передней стенки фары при обтекании ее потоком воздуха?

Рис. 1. Смещение центра масс спускаемого аппарата: 1 — подъемная сила; 2 — направление полета; ЦМ — центр масс; ЦД — центр давлений; заштриховано место наиболее массивного оборудования

В принципе это можно было сделать с помощью системы ориентации. Правда, расход топлива при этом достигал бы очень больших значений: ведь надо было создать значительные управляющие моменты для компенсации моментов, возникающих под действием аэродинамических сил. И с точки зрения затрат огромных масс топлива этот путь неприемлем.

Более простое решение — смещение центра масс относительно оси симметрии. У фары в качестве основной несущей поверхности используется передняя стенка — днище, имеющее форму сегмента сферы относительно небольшой кривизны. Боковая поверхность спускаемого аппарата выполняется либо в форме конуса, либо при сочетании конуса и части сферы. Спуск аппарата осуществляется днищем вперед. Поскольку по внешнему виду спускаемый аппарат является телом вращения, то его центр давления (результирующей силы аэродинамического воздействия) находится на оси симметрии. Так что смешенный центр масс располагают между днищем и центром давления.

Такая центровка обеспечивает устойчивое положение спускаемого аппарата в воздушном потоке (днищем вперед), а также несимметричное обтекание спускаемого аппарата. Благодаря последнему появляется подъемная сила, перпендикулярная набегающему потоку (рис. 1).

Спуск с орбиты искусственного спутника Земли может успешно осуществляться в широком диапазоне начальных условий с приемлемыми перегрузочными и тепловыми нагрузками как при баллистическом спуске, так и при спуске с использованием аэродинамического качества спускаемого аппарата. При этом широко применяется система управления движением при спуске, основанная на методе управления спускаемым аппаратом путем его программного разворота по углу крена (при постоянном угле атаки), что в процессе полета обеспечивает изменение эффективной силы — проекции подъемной силы на вертикальную плоскость. Такой метод требует достаточно малых управляющих моментов, благодаря так называемой статической нейтральности по углу крена и неизменности картины обтекания воздушным потоком в процессе управления.

Но уже при возвращении космического аппарата после полета к Луне, когда скорость его входа в земную атмосферу близка ко второй космической скорости, проблема спуска усложняется в связи с увеличением перегрузок и повышением напряженности теплового потока. Для успешного решения задачи спуска надо в этом случае очень точно выдерживать «коридор» входа в атмосферу, который определяет границы по углу входа в атмосферу. В случае больших углов возникают большие перегрузки, и наоборот, при очень малых углах атмосфера может не «захватить» спускаемый аппарат вследствие незначительности своего сопротивления его движению. Отметим, что границы коридора входа зависят как от аэродинамических характеристик спускаемого аппарата, так и от того, каким образом используется аэродинамическое качество аппарата на начальном участке погружения в атмосферу. Кроме того, с увеличением скорости полета уменьшается и ширина коридора входа в атмосферу, а это ведет к увеличению точности работы системы навигации и коррекции на подлетном участке траектории.

Для спускаемого аппарата с системой управления движением возвращение с Луны может решаться и иным путем. При достаточно крутом входе в атмосферу, когда угол входа больше 2°, траектория спускаемого аппарата даже при малых постоянных значениях угла атаки и небольшом коэффициенте качества (в пределах 0,2–0,3) содержит восходящие участки, т. е. возможно рикошетирование аппарата. В этом случае допустимо двойное погружение спускаемого аппарата в атмосферу (рис… 2). При подлете к Земле со второй космической скоростью при угле входа 3° спускаемый аппарат после первого погружения выходит из атмосферы на эллиптическую орбиту и затем вновь входит в атмосферу, но уже на расстоянии 10000 км от точки выхода.

Рис. 2. Двойное погружение в атмосферу: 1 — первый вход в атмосферу; 2 — выход из атмосферы; 3 — второй вход в атмосферу; 4 — посадка; 5 — условная граница атмосферы; 6 — коридор входа