Спускаемые аппараты: читать книгу онлайн полностью и бесплатно

Однако обеспечение точного места посадки при этом затруднительно, поскольку, при отклонении скорости на 0,001 (около 8 м/с) от расчетной приводит к отклонению дальности точки вторичного входа в атмосферу на 300 км, а отклонение угла наклона траектории на 0,1° — к отклонению дальности на 180 км. Чтобы эта неопределенность уменьшилась, траектория должна иметь как можно больший угол наклона в точке вылета из атмосферы. Правда, величина этого угла ограничивается запасом аэродинамического качества спускаемого аппарата, а также допустимым пределом максимальных перегрузок (в ином случае будут более глубокие погружения в атмосферу на первом участке). На промежуточном участке полета управление аппаратом невозможно, и поэтому накопленное отклонение по дальности сможет быть скомпенсировано только на участке второго погружения в атмосферу.

Подчеркнем, что, рассматривая возможности спускаемого аппарата при возвращении с орбиты и с лунных траекторий, мы предусматривали программное управление движением аппарата. Однако при возвращении с орбиты могут возникать и такие ситуации, когда управлять траекторией спуска с помощью аэродинамических сил станет невозможно. Например, если вдруг спускаемый аппарат не удалось сориентировать перед входом в атмосферу или, скажем, подготовить систему управления. В этих ситуациях необходимо осуществлять баллистический спуск по траектории, которая формируется без использования подъемной и боковой аэродинамических сил аппарата.

При этом выбирается траектория, которая обеспечивает значительно меньший разброс мест приземления и позволяет избежать недопустимо больших перегрузок. А большие перегрузки весьма возможны, если спускаемый аппарат, скажем, входит в атмосферу перевернутым на 180°, т. е. когда подъемная сила не выталкивает аппарат вверх, а заставляет погружаться в еще более плотные слои атмосферы и делает спуск более крутым. Однако организовать необходимый баллистический спуск довольно просто — достаточно сообщить аппарату вращение относительно оси, совпадающей с направлением полета. При таком вращении воздействие поперечных аэродинамических сил сводится к минимуму.

Теплозащитное покрытие. Как уже говорилось, почти вся энергия, сообщенная ракетой-носителем космическому аппарату, должна рассеяться в атмосфере при его торможении. Однако определенная часть этой энергии ведет к нагреву спускаемого аппарата при его движении в атмосфере. Без достаточной защиты металлическая его конструкция сгорает при входе в атмосферу и аппарат прекращает свое существование. Тепловая защита должна быть хорошим изолятором тепловой энергии, т. е. обладать малой способностью к теплопередаче и быть жаростойкой. Таким требованиям отвечают отдельные сорта искусственных материалов — пластмасс.

Спускаемый аппарат покрывают теплозащитным экраном, как правило, из этих искусственных материалов, состоящим из нескольких слоев. Причем внешний слой состоит обычно из относительно прочных пластмасс с графитовым наполнением как наиболее тугоплавким материалом, а следующий термоизоляционный слой — чаще всего из пластика со стекловолокнистым наполнением. Для уменьшения массы теплоизоляции, как правило, отдельные се слои делают сотовыми, пористыми, но обладающими достаточно высокой прочностью.

Толщина теплового покрытия зависит от типа спускаемого аппарата и его назначения. Например, у спускаемого аппарата станции «Венера-14» унос теплозащитного покрытия при прохождении атмосферы Венеры был порядка 30–70 мм по толщине защитного экрана. Следовательно, теплозащитное покрытие должно иметь достаточно значительную толщину, чтобы сохранить металлическую конструкцию спускаемого аппарата. А это уже составляет значительный процент массы от допустимой величины для спускаемого аппарата. Так, для спускаемого аппарата корабля «Восток», имевшего массу 2460 кг, масса сферической теплозащиты составляла 800 кг.

Итак, при воздействии большой температуры теплозащитное покрытие, начиная с поверхности, сильно нагревается и затем испаряется, унося тем самым с собой избыточную тепловую энергию от спускаемого аппарата. Для снижения же массы теплозащитного покрытия его максимальная толщина приходится только на места, подверженные наибольшему воздействию теплового потока. У спускаемых аппаратов типа фары это днище, а боковые поверхности, подверженные меньшему нагреву, имеют теплозащиту незначительной толщины. Причем у отдельных спускаемых аппаратов после прохождения наибольшего участка торможения и после прекращения действия тепловых нагрузок массивный теплозащитный экран с лобовой части (с днища) сбрасывается.

Парашютная система. После окончания интенсивного аэродинамического торможения движение спускаемого аппарата становится относительно равномерным. Скорость его снижения для различных конструкций в атмосфере вблизи Земли устанавливается в диапазоне 50 — 150 м/с. Чтобы сохранить спускаемый аппарат и обеспечить безопасность экипажа, скорости при посадке должны быть значительно меньшие. Так, например, скорость при посадке на воду не должна превышать 12–15 м/с, на сушу (на твердый грунт) — 6–9 м/с. Для сравнения отметим, что спортсмен-парашютист приземляется со скоростью 5–8 м/с. Чтобы уменьшить скорость падения спускаемого аппарата на Землю, и применяют различные парашютные системы.

Масса этих систем также составляет определенную часть массы спускаемого аппарата, и, как правило, при увеличении массы аппарата пропорционально возрастает и масса парашютной системы. Введение парашютной системы в воздушный лоток и развертывание купола хотя и не является простой задачей, но она успешно решается в практической космонавтике. При относительно больших скоростях полета введение большого купола основного парашюта приводит к большим нагрузкам, которых материал парашюта может не выдержать. При этом большие нагрузки будут воздействовать и на экипаж аппарата. Конструктивно эта проблема решается с помощью системы парашютов.

Вначале вместе с отстреливаемой крышкой парашютного отсека вытаскивается вытяжной парашют с небольшой рабочей площадью купола. Этот вытяжной парашют вводит в набегающий поток воздуха купол тормозного парашюта. В результате скорость снижения спускаемого аппарата уменьшается почти вдвое, и тогда с помощью тормозного парашюта вводится основной парашют. Причем чаще всего вводится не полный купол основного парашюта, а его часть. При дальнейшем снижении скорости спускаемого аппарата шнур, с помощью которого зарифовывается основной купол, перерезается и тогда уже купол основного парашюта раскрывается полностью.

Купол основного парашюта имеет большую рабочую площадь, что позволяет снизить скорость снижения до величин, безопасных для экипажа и самого спускаемого аппарата. Однако полностью затормозить спускаемый аппарат с помощью только одного такого парашюта принципиально невозможно. Поэтому основной парашют в, зависимости от массы спускаемого аппарата может быть с одним куполом или с несколькими. Иногда вместо каскада тормозного и основного парашютов применяется вначале зарифованый основной парашют, но с уменьшением скорости спуска зарифовка в один или два этапа снимается.

Заключительное торможение удобно осуществлять с использованием пороховых двигателей. Эти двигатели включаются непосредственно перед касанием земной поверхности, и они гасят скорость спуска до 2–4 м/с. Заметим, что спускаемые аппараты американских космических кораблей «Меркурий», «Джемини» и «Аполлон» были оборудованы только парашютной системой и пороховые двигатели мягкой посадки на них не применялись, поскольку эти спускаемые аппараты осуществляли посадку в океане — на воду.

СПУСКАЕМЫЙ АППАРАТ КОРАБЛЕЙ «ВОСТОК» И «ВОСХОД»

Одним из самых первых спускаемых аппаратов, успешно возвращенных на Землю, был спускаемый аппарат советского корабля-спутника, выполненный в форме шара. Этот корабль-спутник предназначался для отработки всех элементов и этапов полета человека в космос. Его спускаемый аппарат практически не отличался от спускаемого аппарата корабля «Восток». Последний конструктивно состоял из двух основных отсеков: спускаемого аппарата и приборного отсека. Спускаемый аппарат включал в себя и кабину космонавта.

При осуществлении спуска с орбиты после проведения тормозного импульса спускаемый аппарат отделялся от приборного отсека и осуществлял посадку на Землю, в то время как приборный отсек входил в плотные слои атмосферы и прекращал там свое существование. Масса спускаемого аппарата составляла 2460 кг, его корпус имел форму шара диаметром 2,3 м и изготовлялся из алюминиевых сплавов. Снаружи весь корпус, кроме иллюминаторов, покрывался теплозащитным экраном, поверх которого был нанесен слой теплоизоляции, необходимый для нормального функционирования корабля в период орбитального полета.

В кабине космонавта располагались кресло и приборы для управления кораблем. Обеспечение нормального самочувствия и поддержание нормальной работоспособности человека в кабине космонавта обусловливались двумя основными системами: жизнеобеспечения и терморегулирования. Они поддерживали нормальный состав воздуха в кабине, поглощая выделенный космонавтом при дыхании углекислый газ и обеспечивая неизменное содержание кислорода в воздухе, а также отбирали избыток влаги из воздуха и создавали нормальные температурные условия в пределах 20–25 °C. В кабине давление поддерживалось в пределах 755-775-мм рт. ст.

С целью равномерного перемешивания атмосферы в кабине, не имевшей конвективных потоков в условиях невесомости, устанавливался вентилятор. Система терморегулирования, общая для двух отсеков, была выполнена в жидкостном варианте. Для обеспечения нормальной работы оборудования, расположенного в спускаемом аппарате, там имелась аккумуляторная батарея. На пульте космонавта находилась ручка управления ориентацией космического корабля с тремя степенями свободы, а также оптическое устройство системы ориентации.

Перед разделением космический корабль ориентировался в строго заданном направлении и в расчетное время включалась двигательная установка, сообщающая тормозной импульс космическому кораблю. Двигатель развивал тягу 17,5 кН, при этом скорость уменьшалась на 150–200 м/с. Орбита становилась эллиптической с перигеем ниже 100 км над поверхностью Земли. В результате спускаемый аппарат входил в плотные слои атмосферы и тормозился.

На высоте порядка 7 км космонавт мог катапультироваться — через открывшийся специальный люк, он вместе с креслом выстреливался по специальным направляющим. Спустя некоторое время над креслом раскрывался тормозной парашют, а еще через несколько десятков секунд на высоте 4 км, когда космонавт отделялся от кресла, раскрывался основной парашют космонавта; скорость приземления космонавта составляла 5–6 м/с. При этом спускаемый аппарат спускался на собственном парашюте. Можно было осуществлять посадку, и не покидая кабины, — в спускаемом аппарате, который опускался со скоростью около 10 м/с.

Применяющиеся до настоящего времени спускаемые аппараты советских искусственных спутников Земли для проведения биологических экспериментов в принципе мало чем отличаются от спускаемых аппаратов корабля «Восток», и поэтому мы не станем отдельно на них останавливаться. Отметим только, что они проходят все этапы спуска, кроме катапультирования, поскольку кресло космонавта здесь отсутствует. Внутри спускаемого аппарата размещаются различные представители животного и растительного мира, а также устанавливается аппаратура, обеспечивающая кормление животных и полив растений.

Корабли «Восход» в отличие от кораблей «Восток» были многоместными. Размещение сразу нескольких космонавтов потребовало перекомпоновать кабину космонавта. В ней были установлены три кресла с индивидуальными ложементами, т. е. они изготовлялись по размерам и с учетом особенностей тела каждого космонавта. Поскольку посадка могла осуществляться только с космонавтами в кабине спускаемого аппарата, то некатапультируемые кресла были снабжены дополнительными амортизаторами. Основные этапы спуска с орбиты были аналогичны этапам спуска для корабля «Восток». Но для большей надежности спуска с орбиты двигательная установка на этом корабле дублировалась: кроме жидкостной реактивной двигательной установки, выше ее размещен твердотопливный тормозной двигатель.

С целью уменьшения удара о земную поверхность спуск на участке парашютирования осуществлялся на двух парашютах, которые крепились не на прямую к спускаемому аппарату, а к корпусу двигателя мягкой посадки с помощью пирозамков. После приземления пирозамки срабатывали и стренги парашюта отбрасывались от спускаемого аппарата, чтобы при большом ветре парашют не смог волочить за собой по земле аппарат с космонавтами.

Включение порохового двигателя мягкой посадки производилось трубчатой штангой, опущенной ниже спускаемого аппарата примерно на 3 м. Штанга образовывалась путем сматывания с катушки пружинной ленты и ее сворачивания в трубку. При соприкосновении штанги с поверхностью Земли замыкался контакт и включалась двигательная установка, уменьшавшая скорость снижения вдвое, доводя ее до 2–4 м/с.

СПУСКАЕМЫЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ВОЗВРАЩЕНИЯ ЛУННЫХ «ГЕОЛОГОВ»

Спускаемые аппараты автоматических космических аппаратов «Луна-16, -20 и -24», предназначенные для посадки на Землю после забора лунного грунта, имели форму шара диаметром 0,5 м. Эта форма не требует создания специальной системы ориентации, необходимой для спускаемого аппарата, обладающего аэродинамическим качеством. Спуск в атмосфере происходил по баллистической траектории. Главным здесь было требование ограничения по массе для спускаемого аппарата. Отсутствие же космонавта снимало препятствия, накладываемые большими перегрузками.

Посадочная ступень этих автоматических станций «Луна», представлявшая собой спускаемый аппарат для посадки на Луну, служила и стартовым устройством для космической ракеты «Луна — Земля». Последняя имела в своем составе жидкостный ракетный двигатель со сферическими баками для компонентов топлива, а также приборный отсек с четырьмя штыревыми антеннами и спускаемый аппарат, крепившийся к приборному отсеку стяжными лентами. Приборный отсек служил местом установки приборов системы управления, радиокомплекса, аккумуляторной батареи и бортовой автоматики.

После того как станция «Луна-16» с помощью грунтозаборного устройства провела бурение лунной поверхности, бур с грунтом был вложен внутрь контейнера спускаемого аппарата, после чего контейнер был загерметизирован и по окончании подготовительных операций по проверке готовности система управления по команде включила двигательную установку лунной ракеты, и та стартовала вертикально вверх. По окончании работы двигательной установки ракета имела скорость 2708 м/с, достаточную для преодоления лунного притяжения.

Полет ракеты к Земле проходил по баллистической траектории, для которой не требовалась и не предусматривалась коррекция (полет к Земле длился около 3 сут). За 3 ч до входа в атмосферу Земли спускаемый аппарат с помощью пиротехнических средств отделялся от ракеты. Вход в земную атмосферу совершался со скоростью более 11 км/с.

На этапе аэродинамического торможения спускаемый аппарат под воздействием набегающего воздушного потока разворачивался лобовой частью в направлении движения, и демпфирующее устройство устойчиво удерживало его в этом положении. Далее процесс посадки осуществлялся средствами бортовой автоматики. Вследствие большого угла входа в атмосферу Земли спускаемый аппарат испытывал перегрузку в 350 g, а его теплозащита подвергалась воздействию температуры более 10000 К. По достижении высоты 14,5 км, скорость спускаемого аппарата снижалась до 300 м/с.

В этот момент по команде от датчика перегрузок производился отстрел крышки парашютного отсека и вводился в воздушный поток тормозной парашют. На высоте 11 км по сигналу барометрического датчика тормозной парашют отцеплялся и вводился основной парашют. Посадка осуществлялась на твердый грунт, хотя спускаемый аппарат мог спускаться и на воду. Для повышения плавучести в верхней части спускаемого аппарата после отстрела парашютной крышки были надуты два гибких баллона сжатым воздухом.