«ОСНОВЫ УСТРОЙСТВА РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ Учебное пособие 2012 2 СОДЕРЖАНИЕ ВВЕДЕНИЕ РАЗДЕЛ 1. ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМАХ. 1 СТРУКТУРА КОСМИЧЕСКОЙ ...»

Система сил, приложенная к ракете, заставляет ее двигаться с ускорением, а это приводит к возникновению инерционных сил, которые распределяются по корпусу ракеты в соответствии с законом распределения масс. Действие инерционных сил можно почувствовать, например, при разгоне самолета, при резком повороте транспорта, при разгоне и остановке скоростного лифта, при столкновении с препятствием или падении и т.д.

Поскольку инерционные силы и силы тяжести распределяются по корпусу в соответствии с распределением масс, их объединяют и называют массовыми.

Эти силы являются определяющими при нагружении корпуса, поэтому очень важно знать их величину в любом сечении корпуса. Для вычисления массовых сил используют понятие «перегрузка».

Под перегрузкой понимают векторную величину, представляющую собой отношение вектора равнодействующей всех внешних поверхностных сил к модулю силы тяжести у земли.

где Fвн – равнодействующая всех внешних поверхностных сил, Fм – равнодействующая массовых сил, m – текущая масса ракеты, g0 – ускорение свободного падения у земли.

В практических расчетах конструкций пользуются не вектором перегрузки, а его составляющими на оси связанной системы координат.

Следовательно, массовые силы определяются следующим образом Продольная перегрузка nx в полете изменяется так, как показано на рисунке 3.28. Из анализа рисунка следует, что максимальное нагружение корпуса продольной сжимающей массовой силой происходит в конце работы каждой ступени.

Поперечная перегрузка ny возникает при действии управляющей силы Yу и боковой аэродинамической силы Y. При этом максимальная ее величина оказывается в носовой и хвостовой частях корпуса. Возникающие при этом поперечные массовые силы создают изгибающий момент в корпусе ракеты (величина которого максимальна в центральной части), вызывающий растягивающие напряжения в оболочке с одной стороны и сжимающие – с противоположной. Растяжение приводит к разрыву материала оболочки (потеря прочности), а сжатие вызывает смятие, потерю формы оболочки (потеря устойчивости).

Рисунок 3.28 – Продольная перегрузка при полете РН «Союз-2»

Особенно уязвимы небаковые отсеки, поэтому их делают особенно прочными. Что касается баковых отсеков, то в них имеется внутреннее давление наддува, которое своим растяжением компенсирует действие массовой сжимающей силы. Поэтому баковые отсеки имеют значительно менее прочные оболочки, чем небаковые.

Конструкция корпуса ракеты-носителя Различия в нагружении определяют большую разницу в конструкции баковых и небаковых отсеков.

Баковые отсеки предназначены для размещения в них КРТ, а также для обеспечения несущей способности корпуса РН и создания условий для надежной подачи топлива в двигатель.

Условия работы баковых отсеков характеризуются большими массовыми расходами (например, для РН «Зенит» 2400 кг/с), высокой агрессивностью среды (например, азотный тетроксид), большие перепады температур (например, жидкий водород имеет температуру 18 К, жидкий кислород – 88 К), токсичностью и самовоспламеняемостью КРТ (например, АТ и НДМГ).

При выборе материалов для баковых отсеков главным критерием является технологичность, а именно свариваемость и деформируемость. Кроме того, важными являются коррозионная стойкость и химическая совместимость с компонентами. Исходя из этих требований, наибольшее применение нашли алюминиево-магниевые сплавы, нержавеющие стали и титановые сплавы.

По конструктивно-силовой схеме принято различать два основных типа баковых отсеков (рисунок 3.29): с несущими баками и с подвесными баками.

Находят применение также топливные баки, которые по конструктивносиловой схеме занимают промежуточное положение между несущими и подвесными. Они сконструированы так, что только часть их конструкции включена в силовую схему корпуса РН.

Рисунок 3.29 – Конструктивно-силовые схемы баковых отсеков Обечайка несущего бака имеет цилиндрическую или коническую форму, поскольку только такие оболочки в состоянии обеспечить несущую способность при действии осевой сжимающей силы. В подвесных баках может использоваться сферическая форма, которая обеспечивает баку меньшую массу и лучшие теплоизоляционные условия. Это достигается тем, что у сферы меньше площадь поверхности и при равной с цилиндром прочности в два раза меньше толщина.

Состав типового бакового отсека, выполненного по несущей схеме, представлен на рисунке 3.30.

Рисунок 3.30 – Типовой состав бакового отсека Обечайки изготавливают либо из панелей (рисунок 3.31), либо из цилиндрических секций (рисунки 3.31 и 3.32). Панели или секции свариваются между собой специальными автоматами в среде аргона (нейтрального газа).

Рисунок 3.31 – Обечайки топливных баков секционного Рисунок 3.32 – Изготовление обечайки секционного типа В районе сварных швов обечайка имеет утолщение, поскольку в материале рядом со сварным швом происходит изменение структуры, что приводит к снижению прочности. Кроме того, толщина основного полотна обечайки переменна по длине бака. У нижнего днища обечайка толще, поскольку высота столба жидкости там больше, а, следовательно, выше гидравлическое давление. У верхнего днища обечайка тоньше, поскольку там действует только давление наддува. Например, у бака горючего второй ступени РН «Союз-2», изготовленного из сплава АМг6, толщина обечайки изменяется от 3,5 до 1,5 мм, а в баке горючего первой ступени РН «Атлас», изготовленном из нержавеющей стали, толщина составляет от 1,1 до 0,25 мм. Уменьшение толщины обечайки выполняется, как правило, химическим травлением.

Обечайки могут быть гладкими и подкрепленными. Подкрепление бывает продольное (стрингеры, ребра жесткости), поперечное (шпангоуты, кольцевые ребра) и продольно-поперечное (стрингеры + шпангоуты, вафельная обечайка).

Вафельная обечайка (рисунок 3.33) имеет наилучшие массовые показатели.

Рисунок 3.33 – Заготовки секций вафельной обечайки Днища изготавливают штамповкой (рисунок 3.34). Они могут быть сферическими, эллипсоидными, коническими и комбинированными.

Рисунок 3.34 – Изготовление днища штамповкой Основным элементом силового набора являются стыковочные шпангоуты (рисунок 3.35).

Рисунок 3.35 – Характерные сечения стыковочных шпангоутов С их помощью свариваются обечайка с днищами, а также осуществляется соединение с соседними отсеками. Стыковочный шпангоут изготавливается из гнутого профиля сваркой (рисунок 3.36).

Рисунок 3.36 – Изготовление стыковочного шпангоута Внутри бака устанавливается арматура, обеспечивающая его нормальное функционирование. Заборное устройство не допускает вихревого истечения жидкости на выходе из бака (воронки). Такие устройства бывают тарельчатого типа, могут иметь конструкцию с перегородками, использовать сифонный принцип и т.д.

Демпфирующие перегородки предотвращают колебания зеркала жидкости при движении ракеты. Такие колебания могут вызвать ложные срабатывания датчиков, инициировать вынужденные колебания корпуса, привести к попаданию пузырьков газа в ТНА двигателя.

Датчики уровня служат чувствительными элементами системы управления расходования топлива (СУРТ), системы контроля заправки (СКЗ), а также показывают остаток компонента. Они, как правило, имеют поплавковую конструкцию и используют емкостной или индуктивный принцип.

Люк-лаз обеспечивает доступ внутрь бака при его изготовлении и герметичность бака при его эксплуатации.

Трубопроводы, обеспечивающие подачу топлива к двигателю, называются расходными (рисунок 3.37). Они соединяются с выходными патрубками баков и входными патрубками ЖРД с помощью сильфонов, которые компенсируют температурные деформации, предотвращают продольные автоколебания корпуса, а также сглаживают неточности изготовления.

Рисунок 3.37 – Вариант исполнения топливной магистрали Труба, которая вваривается между днищами бака для прокладки в ней расходного трубопровода соседнего компонента, называется тоннельной. Она также имеет сильфон.

Небаковые отсеки предназначены для размещения в них агрегатов и систем, а также для соединения отдельных элементов РН.

К небаковым отсекам (НБО) относятся:

- хвостовые отсеки – для размещения ЖРД и восприятия их тяги, а также для передачи веса от РН на пусковое устройство;

- переходные отсеки – для соединения ступеней;

- межбаковые отсеки – для соединения баков;

- приборные отсеки – для размещения приборов системы управления;

- головные обтекатели – для размещения КА и защиты его от аэродинамического воздействия.

сосредоточенных сил. При этом НБО имеют вырезы для люков, что существенно ослабляет их конструкцию. С помощью НБО соединяются отсеки с различными температурными условиями, что приводит к возникновению больших температурных деформаций. И в добавок ко всему НБО негерметичны, т. е. нет подкрепляющего действия внутреннего давления при наличии очень больших сжимающих нагрузок.

Главным критерием при выборе материала для НБО является его высокая удельная жесткость и прочность. К таким материалам относятся алюминиевые сплавы (в основном дюралюмины), высокопрочные стали, титановые сплавы и композитные материалы.

НБО могут иметь только цилиндрическую, либо коническую форму, поскольку воспринимают громадные осевые нагрузки. По конструкции могут быть оболочечными (их еще называют «сухими») или ферменными (это, как правило, переходные отсеки).

Сухие отсеки состоят, главным образом, из силового набора и обшивки.

Силовой набор (продольный и поперечный) воспринимает действие продольных нагрузок и изгибающих моментов, а обшивка – наружное давление, крутящие моменты и поперечные силы.

Большинство сухих отсеков относятся к стрингерному типу (рисунок 3.38).

В стрингерных отсеках обшивка включена в силовую схему и обладает несущей способностью наряду с силовым набором. Она выполняется из листов постоянной или переменной толщины. Обшивка крепится к силовому набору (стрингерам и шпангоутам) заклепками. Вокруг вырезов крепится штампованная окантовка, которая перераспределяет напряжения от верхних элементов силового набора к нижним. Силовой набор может быть металлическим или композитным (рисунок 3.39).

Рисунок 3.39 – Элементы силового набора из углепластика В лонжеронном отсеке обшивка может терять устойчивость, поскольку всю нагрузку воспринимают лонжероны – мощные силовые элементы. Они устанавливаются в местах приложения больших сосредоточенных сил. Это могут быть узлы крепления ЖРД, опорные кронштейны, большие вырезы.

Сухие отсеки иногда выполняют монолитными, например, из сварных вафельных обечаек. Они используются, когда отсек нагружен более-менее равномерно и отсутствуют большие сосредоточенные нагрузки.

Высокой несущей способностью при действии сжимающей нагрузки обладают трехслойные оболочки (рисунок 3.40), состоящие из двух относительно тонких несущих слоев из высокопрочного материала и заполнителя между ними из легкого материала относительно большой толщины, который механически связывает слои между собой. Такая комбинация материалов и их физико-механических свойств позволяет создавать конструкции высокой жесткости при малой массе.

Рисунок 3.40 – Трехслойные конструкции с различными типами заполнителей Такие конструкции могут быть металлическими, пластиковыми и комбинированными. Например, головные обтекатели в настоящее время изготавливаются из углепластика (рисунок 3.41), что обеспечивает их высокую массовую эффективность, хорошую теплоизоляцию и термостойкость.

Рисунок 3.41 – Углепластиковые головные обтекатели для РН «Ангара»

Бортовые системы ракеты-носителя 3.5.1 Исполнительные органы системы управления ракеты-носителя Исполнительные органы системы управления или просто органы управления (ОУ) предназначены для создания усилий, обеспечивающих управление движением РН по программной траектории и вокруг центра масс с целью стабилизации ее положения.

В автономной инерциальной системе управления РН органы управления являются исполнительными устройствами системы стабилизации (СС), которая обеспечивает устойчивое движение ракеты по программной траектории. В СС выделяют систему угловой стабилизации (СУС), осуществляющую программные развороты корпуса и устранение угловых отклонений от программного положения и систему стабилизации центра масс в нормальном и боковом направлениях от программной траектории (системы нормальной и боковой стабилизации). В состав СС также входит программное устройство тангажа (ПУТ), в котором хранится программа изменения угла тангажа. Управляющим воздействием СС являются углы поворота органов управления по каналам тангажа, рыскания и вращения (крена).

Органы управления работают в условиях отсутствия среды при больших скоростях, а в воздушной среде – только в начальный период полета при малых скоростях. Величина управляющих усилий ограничивается прочностью корпуса РН на действие поперечных перегрузок. А использование газовой струи для создания управляющих усилий сопровождается действием на органы управления высокоскоростного и высокотемпературного потока.

На РН используют, как правило, аэродинамические и газодинамические органы управления.

Аэродинамические ОУ используют действие набегающего воздушного потока и включают в себя аэродинамические стабилизаторы и рули. Они могут быть профильного (рисунок 3.42) или решетчатого типа (рисунок 3.43).

Рисунок 3.42 – Органы управления 1 ступени РН «Космос-3М»

Рисунок 3.43 – Органы управления 1 ступени РН «Старт»

Газодинамические ОУ используют действие струи газов, истекающей из ракетного двигателя. Они подразделяются на - ОУ с полным поворотом газовой струи, - ОУ с частичным поворотом газовой струи, - ОУ без поворота газовой струи.

К первой группе относятся поворотные маршевые двигатели (рисунок 3.44), поворотные камеры ЖРД (рисунок 3.45), поворотные рулевые сопла маршевого ЖРД (рисунок 3.46).

Рисунок 3.44 – Поворотные маршевые ЖРД на 2 ступени РН «Протон-К»

Рисунок 3.45 – Поворотные камеры рулевых двигателей РН «Циклон»

Рисунок 3.46 – Поворотные рулевые сопла ЖРД 2 ступени 3.5.2 Системы разделения ракеты-носителя Система разделения (СР) предназначена для отделения и увода с траектории выведения отработавших ступеней, а также для отброса элементов конструкции, выполнивших свое функциональное назначение.

Конструктивные элементы СР до срабатывания должны обеспечивать целостность конструкции РН и восприятие всех нагрузок. Срабатывание элементов СР осуществляется очень быстро, вследствие чего на борту оказываются источники быстро высвобождающейся энергии (взрывчатое вещество, аккумуляторы давления, пружины и т.д.). После срабатывания разрывных элементов происходит сложная динамика относительного движения.

В состав СР входят агрегаты, узлы и механизмы, обеспечивающие:

- надежное соединение разделяющихся частей и разрыв силовых связей, - разведение разделяющихся частей.

К первой группе относятся пирозамки, пироболты (рисунок 3.47), пневмозамки, механические замки, оболочечные элементы с линейными детонирующими зарядами (рисунок 3.48).

Разведение обеспечивают толкатели (пневмо, пиро, пружинные), сопла для газов наддува, тормозные РДТТ, тяга двигателей.

Рисунок 3.47 – Пироболт системы разделения Рисунок 3.48 – Линейный детонирующий заряд системы разделения На РН, как правило, имеются следующие виды СР:

- система разделения ступеней, - система сброса головного обтекателя, - система отделения полезного груза, - система сброса экранов, отсеков, обтекателей и т.д.

СР ступеней РН тандемной схемы в зависимости от режимов работы двигателей уходящей ступени подразделяются на следующие типы:

- полугорячая СР.

При холодной схеме разделения двигатели уходящей ступени не работают. Соединение ступеней в данном случае осуществляется, как правило, через переходной отсек оболочечной конструкции с помощью разрывных болтов или линейного детонирующего заряда. Разведение ступеней происходит с помощью толкателей или тормозных РДТТ. Для запуска ЖРД уходящей ступени в условиях невесомости применяются РДТТ усадки топлива, которые перемещают компоненты топлива к заборным горловинам для надежной подачи их в двигатель. На рисунке 3.49 показан типовой состав холодной системы разделения и диаграмма тяги работающих при разделении двигателей.

При горячей схеме разделения двигатели уходящей ступени работают в маршевом режиме. Соединение ступеней осуществляется, как правило, через переходную ферму с помощью пироболтов. Нижняя ступень защищается специальным теплозащитным экраном. Разведение происходит за счет тяги работающих маршевых ЖРД. Торможение отделенной ступени выполняют газы, ударяющиеся о поверхность теплозащитного экрана.

Горячая схема разделения по сравнению с холодной схемой характеризуется большей надежностью запуска ЖРД уходящей ступени, поскольку он происходит при работающем двигателе отделяемой ступени.

Кроме того, такая схема гарантирует непрерывную управляемость уходящей ступени и снижение гравитационных потерь скорости.

Рисунок 3.49 – Состав системы разделения 1 и 2 ступеней РН «Ариан» и На рисунке 3.50 показан типовой состав горячей системы разделения и диаграмма тяги работающих при разделении двигателей.

Рисунок 3.50 – Состав системы разделения 1 и 2 ступеней РН «Протон» и Недостатками горячей схемы являются большие возмущения при разделении, необходимость расхода топлива уходящей ступени до момента разрыва связей, а также большая масса теплозащитного экрана. Чтобы устранить эти недостатки, в отечественном ракетостроении широко применяется полугорячая схема разделения.

При полугорячей схеме разделения у уходящей ступени работает рулевой двигатель. Этим устраняются недостатки горячей и холодной схем разделения.

Соединение ступеней в данном случае может осуществляться либо оболочечным отсеком, либо фермой. Разведение происходит за счет тяги работающего рулевого ЖРД и тормозного РДТТ. На рисунке 3.51 показан типовой состав полугорячей системы разделения и диаграмма тяги работающих при разделении двигателей.

Рисунок 3.51 – Состав системы разделения 1 и 2 ступеней РН «Циклон» и Системы разделения ступеней РН пакетной схемы подразделяются на следующие типы:

- с вращением вокруг верхнего узла крепления, - с вращением вокруг нижнего узла крепления, - с параллельным отводом блоков.

С вращением вокруг верхнего узла крепления разделяются боковые блоки РН «Союз». Эта уникальная схема разделения не имеет аналогов в мире и до сих пор поражает своей надежностью и эффективностью.

Соединение боковых блоков (рисунок 3.5) с центральным (2-й осуществляется с помощью шаровых опор, а в нижнем поясе боковые блоки соединяются между собой стяжными тягами, обеспечивающими свободное продольное взаимное перемещение всех блоков. Усилия от верхних узлов воспринимаются мощным силовым кольцом бака окислителя центрального блока (рисунок 3.52). Таким образом, конструкция центрального блока, расположенная ниже этого силового кольца, оказывается не нагруженной силой тяги боковых блоков в полете и силой веса РН при нахождении на стартовом устройстве. Ведь именно через верхние узлы боковых блоков с помощью специальных пазов в их носовых конусах сила веса передается на стартовые опоры. Вследствие этого достигнута экономия массы нижней (действующая сжимающая сила при такой конструкции меньше почти в пять раз).

естественным образом после разрыва тяг. Импульс последействия ЖРД боковых блоков разворачивает их вокруг верхних узлов (рисунок 3.53), поскольку сила тяги каждого ЖРД приложена строго вдоль оси РН и создает поворотный момент на плече между вектором тяги и верхним узлом крепления.

По мере ухода РН вперед шаровые опоры выходят из пазов, освобождают концевые выключатели, которые дают команду на открытие крышек сопел для выхода газов наддува баков окислителя и горючего. Эти сопла ориентированы в сторону центрального блока и создают силы, перемещающие боковые блоки в стороны от РН. При этом осуществляется разворот каждого бокового блока вокруг его центра масс, который смещен в сторону ЖРД (самая тяжелая часть блока). Таким образом, направление поворота изменяется и движение боковых блоков происходит верхним конусом вперед до полного расходования газов наддува (рисунок 3.54).

Этим достигается полностью безопасное расхождение блоков без применения дополнительных устройств, таких как тормозные РДТТ или толкатели.

Рисунок 3.53 Начальная стадия разделения боковых блоков РН «Союз»

Рисунок 3.54 – Конечная стадия разделения боковых блоков РН «Союз»

Другие схемы разделения требуют применения подобных устройств.

Например, для крепления бокового блока РН «Титан-4» имеется 8 узлов, а для параллельного его отвода используются 2 блока по 4 РДТТ (в носовой и кормовой части блока). Мало того, что для срабатывания такой системы необходима сложная схема согласованных команд системы управления, но и масса системы разделения достаточно велика, что снижает массовую эффективность РН.

3.5.3 Пневмогидравлические системы ракеты-носителя Пневмогидравлическая система (ПГС) представляет собой совокупность топливных баков, расходных магистралей, пневмогидравлических агрегатов двигателей, а также вспомогательных устройств и систем, обеспечивающих:

- заправку баков топливом, аккумуляторов давления газами;

- хранение рабочих продуктов без изменения их свойств;

- наддувы баков – предстартовый и основной;

- подачу топлива непрерывную с заданными параметрами в камеры двигателей во время их работы;

- работу агрегатов автоматики и регулирования в соответствии с циклограммой работы и программой полета.

Условия работы ПГС характеризуются большими объемными и массовыми расходами компонентов, что вызывает резкие перепады скоростей рабочих жидкостей и приводит к воронкообразованию и кавитации. Для криогенных компонентов присущи резкие перепады температур, вследствие чего возникает температурное расслоение компонента, его испарение и гейзерный эффект. В полостях, контактирующих с криогенными компонентами, образуется конденсат водяных паров, что вызывает обледенение и закупорку магистралей. ПГС работает в условиях изменения перегрузок, что приводит к резкому увеличению массовых сил и создает проблемы при поддержании давления на входе в насосы. Агрегаты ПГС заполнены токсичными и агрессивными компонентами топлива, что вызывает большую опасность при их эксплуатации. Процессы запуска и выключения ЖРД являются быстропротекающими, что приводит к гидроударам, вибрациям и низкочастотным колебательным явлениям.

Типовая ПГС включает в себя следующие подсистемы:

- топливная система (системы окислителя и горючего);

- система заправки и слива;

- система наддува;

- система управления расходованием топлива (СУРТ);

- система пневмоуправления;

Топливная система предназначена для хранения на борту РН топлива и выдачи компонентов в систему подачи топлива. (рисунок 3.55).

Система заправки и слива предназначена для заправки и подпитки баков топливом, а также слива компонентов в случае несостоявшегося пуска (рисунок 3.56).

Система наддува предназначена для создания в газовой подушке топливного бака необходимого давления как при подготовке РН к пуску (предстартовый наддув), так и в полете (основной, бортовой наддув).

Задачи наддува:

- обеспечить бескавитационную работу насосов;

- разгрузить топливные баки от действия сжимающих сил;

- устранить провал давления при запуске двигателя.

Классификация систем наддува представлена на рисунке 3.57.

Рисунок 3.55 – Типовой состав топливной системы Рисунок 3.56 – Типовой состав системы заправки и слива Рисунок 3.57 – Типы систем наддува баков Газобаллонная система наддува в качестве рабочего тела использует газ, размещенный в баллоне и заправленный от наземных источников перед пуском ракеты. Принципиальная схема безредукторной газобаллонной системы наддува показана на рисунке 3.58.

Она включает в себя баллон 4 со сжатым газом, электропневмоклапаны 7, 8, дроссели 5, 6, пневмореле 2, 9, обратный клапан 12 со штуцером 13 и отжимной обратный клапан 10 со штуцером 11. Контроль давления в баллоне осуществляется с помощью пневмореле 9 – дистанционно, или с помощью манометра, подсоединенного к штуцеру 11, – визуально. Отжимной обратный клапан 10 может использоваться также для сброса газа из баллона. Заправка баллона выполняется от наземного источника через заправочный штуцер 13 и обратный клапан 12. ЭПК 7, 8 обеспечивают подачу рабочего тела из баллона в бак 1 при запуске двигателя. Дозирование рабочего тела осуществляется дросселями 5, 6.

Рисунок 3.58 – Принципиальная схема газобаллонной системы наддува Работа системы наддува происходит следующим образом. При наличии рабочего тела в баллоне и при замкнутых контактах пневмореле 9 включается ЭПК 7. Газ из баллона через ЭПК и дроссель 5 поступает в бак, обеспечивая его наддув. В случае, если по мере снижения давления в баллоне дроссель 5 не обеспечивает расход газа, достаточный для требуемого давления в баке, то по команде от пневмореле 2 открывается ЭПК 8, вводя в действие дроссель большего сечения, а ЭПК 7 закрывается. При дальнейшем снижении давления в баллоне снова открывается ЭПК 7, обеспечивая наддув бака по двум параллельным линиям.

Если давление в баке превышает допустимую величину, то срабатывает ДПК и сбрасывает избыток газа в окружающую среду. Дренаж бака во время предстартовой подготовки может осуществляться принудительно путем подачи управляющего давления по команде с земли.

В зависимости от типа компонентов ракетного топлива и их физикомеханических свойств в газобаллонных системах наддува нашли применение в качестве рабочего тела воздух, азот и гелий.

На РН, использующих криогенные компоненты, применяются газобаллонные системы наддува, в которых баллоны с рабочим телом располагаются в баке и охлаждаются до температуры криогенного компонента (рисунок 3.4). В этом случае достигается снижение массы системы наддува за счет охлаждения и уменьшения объема рабочего тела, а, следовательно, объема и массы баллонов. Для повышения эффективности работы такой системы рабочее тело предварительно подогревается в специальном теплообменнике, где в качестве источника тепла используется газ после турбины, вращающей насосы системы подачи топлива.

Газобаллонная система наддува отличается простотой конструкции, высокой надежностью, низкой теплонапряженностью, простотой отработки.

Однако она имеет большую массу из-за наличия баллонов и агрегатов. Кроме того, в таких системах сложно обеспечить постоянный расход рабочего тела при уменьшении давления в баллоне.

Газогенераторная система наддува в качестве рабочего тела использует газ, вырабатываемый в специальных газогенераторах из компонентов ракетного топлива, имеющихся на борту. Принципиальная схема такой системы показана на рисунке 3.59. Она включает в себя газогенератор для наддува бака окислителя и газогенератор для наддува бака горючего, которые питаются от основной топливной системы через пускоотсечные клапаны. В газогенераторе для наддува бака окислителя вырабатывается газ с большим избытком окислителя, а для наддува бака горючего – с большим избытком горючего. При этом температура газа не должна превышать 250 оС.

Рисунок 3.59 – Принципиальная схема газогенераторной системы наддува Достоинством такой схемы является малая масса и высокая эффективность использования рабочего тела. Однако она сложна по конструкции, работает в тяжелых тепловых условиях и трудоемка в отработке.

Такая система может функционировать только при работающем двигателе.

Кроме того, она используется, как правило, при самовоспламеняющихся компонентах, поскольку в противном случае потребуется разрабатывать специальную систему зажигания в газогенераторах наддува.

Испарительная система наддува в качестве рабочего тела используется газ, получаемый в специальных испарителях, путем испарения жидкого компонента ракетного топлива или другой жидкости. Например, на 1 и ступенях РН «Союз» для наддува всех баков используется жидкий азот, хранящийся на борту в специальном баке (рисунок 3.52 и 3.60). Используемый для его испарения теплообменник показан на рисунке 3.23.

Испарительная система наддува применяется, как правило, для криогенных компонентов топлива, однако, есть пример ее использования для высококипящих компонентов (АТ и НДМГ на РН «Титан»).

Система управления расходованием топлива (СУРТ) предназначена для обеспечения синхронного опорожнения баков с топливом и стабилизации соотношения компонентов в камере.

СУРТ необходима, чтобы обеспечить полную выработку топлива в момент окончания работы ЖРД. При точной заправке, которая может быть реализована для верхних ступеней и разгонных блоков, полная выработка топлива достигается стабилизацией соотношения компонентов в камере (принцип текущей синхронизации). Для нижних ступеней используется объемная заправка. Ее погрешность обусловлена неточностью изготовления баков, зависимостью плотности компонентов от температуры и сорта, ошибками в установке датчиков системы контроля заправки (СКЗ). Чтобы парировать эти погрешности применяется система синхронного опорожнения баков (СОБ), использующая принцип конечной синхронизации.

Система СОБ за счет некоторой коррекции расхода одного из компонентов, подаваемого в двигатель, позволяет к моменту окончания работы ЖРД получить одновременное опорожнение обоих баков. При этом соотношение компонентов в камере не остается постоянным, оно меняется в пределах обычно +/- 5% около номинального (расчетного) значения, обеспечивая незначительное изменение удельного импульса ЖРД.

В составе системы СОБ имеются (рисунок 3.61):

- датчики текущего уровня компонентов, установленные в каждом баке и имеющие по 7-10 контрольных точек на разной высоте h;

- измеритель рассогласования уровней (ИРУ), определяющий время рассогласования в проходе контрольных точек уровнями обоих компонентов;

- счетно-решающий прибор (СРП), определяющий по значению времени рассогласования и оставшемуся времени работы ЖРД tост необходимую величину изменения гидросопротивления дросселя СОБ, регулирующего подачу горючего в камеру;

- усилитель-преобразователь (УП);

- дроссель СОБ с электромотором, обеспечивающий необходимое гидросопротивление магистрали подачи горючего в камеру.

Рисунок 3.61 – Управление расходованием топлива системой СОБ При работе ЖРД датчики уровней фиксируют моменты времени О и Г прохождения уровнями компонентов соответствующих контрольных точек. По этим сигналам ИРУ определяет время рассогласования = О - Г. СРП рассчитывает на оставшееся время работы ЖРД tост, задаваемое программновременным устройством СУ, необходимую коррекцию в расходе горючего в камеру ЖРД, обеспечивающую на момент выключения полное и синхронное опорожнение баков. Управляющий сигнал «y» на перенастройку дросселя СОБ после усиления в УП подается на электромотор, который перемещает подвижную часть дросселя и обеспечивает необходимое гидросопротивление магистрали.

Разгонные блоки (РБ), часто называемые межорбитальными буксирами, обеспечивают перемещение выводимых полезных грузов с орбиты на орбиту или направление их на "отлетные" и межпланетные траектории. Для этого РБ должны иметь возможность выполнять один или несколько маневров, связанных с изменением (как правило, приращением) скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение его маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов и более) участки пассивного (по инерции) полета по переходным орбитам или траекториям. Таким образом, любой РБ должен иметь маршевый двигатель многократного включения (чаще всего ЖРД), а также дополнительную реактивную систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения РБ с КА, а также создание условий для запуска маршевого двигателя. При этом, управление работой его двигателей может осуществляться как от системы управления КА, так и от автономной системы управления самого РБ. В последнем случае он должен иметь специальный приборный отсек для ее размещения.

Основные тактико-технические данные современных и разрабатываемых разгонных блоков представлены в таблице 3.1 [16].

Таблица 3.1 – Основные тактико-технические данные РБ Первый в мире РБ - блок "Е"- был создан в ОКБ-1 под руководством С.П.Королева для обеспечения полета КА "Луна-1" (рисунок 3.62), стартовавшего 2 января 1959 года. В дальнейшем этот блок стал использоваться в качестве третьей ступени РН типа "Восток". Входящий в его состав маршевый кислородно-керосиновый ЖРД РО-7 (РД-0105) был создан в рекордно короткие сроки (6 месяцев) на базе камеры разработки М.В.Мельникова и турбонасосного агрегата С.А. Косберга.

Позже в Центральном КБ экспериментального машиностроения (ЦКБ ЭМ - так стало называться ОКБ-1) под руководством М.В.Мельникова был также создан кислородно-керосиновый ЖРД С1-5400 и для второго отечественного РБ - блока "Л" (рисунок 3.63).

Этот двигатель, являясь первым в мире ЖРД с дожиганием генераторного газа на данных компонентах, обладал высоким удельным импульсом и большим ресурсом работы, что обеспечило его успешную и длительную эксплуатацию в составе РН "Молния". Блок "Л" широко использовался для полетов межпланетных КА типа "Луна", "Венера" и "Марс", а также часто применялся для запуска солнечных обсерваторий "Прогноз" и спутников связи "Молния" на высокоэллиптические орбиты.

Однако основной прорыв в создании многопрофильных РБ состоялся в конце 60-х годов и был связан с осуществлением проекта Н1-Л3, предназначавшегося для выполнения лунной экспедиции. Тогда было создано сразу два достаточно мощных РБ - блоки "Г" и "Д", входивших в состав головного блока Л3. Оба блока также использовали в качестве компонентов ракетного топлива жидкий кислород и керосин, а их двигатели создавались в ЦКБ ЭМ путем модернизации и форсирования ЖРД С1-5400 блока "Л". К сожалению, блок "Г" после прекращения работ по программе Н1-Л применения не нашел, а вот блок "Д", по предложению С.П.Королева, был установлен на РН "Протон-К" для осуществления проекта УР-500К-Л1 первого этапа пилотируемой лунной программы. После закрытия этой программы блок "Д" активно использовался для полетов автоматических станций к Луне, Венере и Марсу.

Блок "Д" оказался очень удачным для выведения полезных грузов на геостационарную орбиту. В 1974 году он прошел первые летные испытания в этом качестве, был модернизирован и с 1976 года для запуска КА на геостационарную орбиту используется его модификация - блок "ДМ" (рисунок 3.64). Блок "ДМ" в отличие от блока "Д" имеет автономный приборный отсек с собственной системой управления. За прошедшие годы претерпел модернизацию и ЖРД 11Д58 блока "Д". В настоящее время блоки "Д" и "ДМ" комплектуются двигателем 11Д58М, разработанным уже в НПО "Энергия" под руководством Б.А.Соколова, сменившего М.В.Мельникова на посту Главного конструктора. ЖРД РД-58М в отличие от предыдущей модификации может работать на синтине взамен керосина, что дает существенное приращение удельного импульса. Кроме того, число включений двигателя доведено до 7.

Заметим также, что С.П.Королев еще при подготовке проекта Н1-Л строил планы замены на верхних ступенях РН Н1 кислородно-керосиновых РБ (блоков "Г" и "Д") на один кислородно-водородный. Поэтому в ОКБ- параллельно с разработкой блоков "Г" и "Д" велись работы по созданию совершенного кислородно-водородного ЖРД (под руководством М.В.Мельникова) и мощного разгонного блока на его основе. Окончательно не прекратились эти работы и после смерти С.П.Королева. Они шли в рамках разработки под руководством В.П.Мишина новой, более совершенной программы экспедиции на Луну. Работы по мощному кислородно-водородному РБ были доведены до стадии выпуска проектной документации на летное изделие. Причем, сам блок был разработан в отделе ОКБ-1, осуществлявшем ранее работы по РН Н1, а двигатель РД-56 для него был создан к 1974 году в ОКБ А.М.Исаева. Это был первый в мире кислородно-водородный ЖРД с дожиганием генераторного газа. В то время он занимал лидирующее положение в области экономичности, ресурса и надежности. Причем, работы в ОКБ Исаева над РД-56 дошли до стадии завершающих стендовых испытаний ЖРД.

В мае 1974 года ЦКБ ЭМ вошло в состав вновь созданного НПО "Энергия", Генеральным конструктором которого был назначен В.П.Глушко.

Новый Генеральный тогда не до конца понимал перспективы водородных топлив, к тому же он был с самого начала ярым противником проекта Н1-Л3.

Под его "горячую" руку и попал проект мощного кислородно-водородного РБ, работы над которым были прекращены. И только сравнительно недавно этот проект был возрожден. На базе ЖРД РД-56 планируется создание нового кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ), который предполагается использовать на перспективной РН «Ангара» (рисунок 3.65).

Применение кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ), двигательная установка которого по энергетическому совершенству (удельному импульсу) на 18—28% превосходит ДУ РБ на других КРТ, позволит РН "Протон-М" выводить на геостационарную орбиту полезный груз массой 4,2 т.

Для сравнения укажем, что РН "Протон-КМ" с РБ ДМ выводит на геостационарную орбиту объект массой 2,4 т.

В последнее время для высококипящих компонентов топлива разработано два перспективных РБ. Один из них - РБ "Фрегат" (рисунок 3.66 и 3.67) - создан в НПО им. С.А.Лавочкина.

Рисунок 3.66 – Состав разгонного блока «Фрегат»

Рисунок 3.67 – Разгонный блок «Фрегат» проходит предполетные Он допускает до 20 включений маршевого ЖРД в полете и имеет в базовом варианте запас топлива на борту до 5250 кг. Оно размещено в четырех сферических баках. Еще две такие же сферические емкости использованы в качестве приборных контейнеров. Все шесть сфер размещены вокруг маршевого ЖРД, камера которого установлена в карданном подвесе. Силовая рама данного кардана крепится к четырем кронштейнам, каждый из которых приварен к соответствующему топливному баку. На РБ "Фрегат" имеется также двигательная установка ориентации и обеспечения запуска маршевого ЖРД.

Она работает на каталитическом разложении гидразина, запас которого (около 85 кг) размещен в двух небольших сферических баках. Каждый из микродвигателей данной ДУ имеет тягу 50 Н при удельном импульсе Н*с/кг. Наддув баков, обеспечивающий вытеснительную подачу всех компонентов топлива, осуществляется гелием.

Созданы еще две модификации РБ «Фрегат» с дополнительными емкостями для топлива (рисунок 3.66), позволяющие увеличивать запас топлива до 5900 кг и 7100 кг, что существенно расширяет диапазон применения РБ.

Второй перспективный РБ на АТ и НДМГ - "Бриз" - разработан в КБ "Салют" (рисунок 3.68).

Он обеспечивает до 25 включений маршевого ЖРД и имеет рабочий запас топлива до 5150 кг. Топливный отсек цилиндрический с совмещенным днищем при переднем размещении бака окислителя. Верхнее днище бака окислителя сферическое, а нижнее имеет сложную форму и образует полусферическую нишу. Эта ниша продолжается через бак горючего и образована внутренней конической обечайкой бака. Коническая обечайка приварена вверху к нижнему днищу бака окислителя, а внизу - к нижнему сферическому днищу бака горючего. В нише топливного отсека размещен маршевый ЖРД.

В отличие от "Фрегата", имеющего большой диаметр и небольшие продольные размеры, "Бриз", наоборот, имеет небольшой диаметр и существенно большую длину. Это позволяет при прочих почти одинаковых характеристиках применять на РН тот или иной РБ в зависимости от условий его компоновки на РН и размеров КА.

Потребность увеличения массы полезного груза потребовала модернизации РБ «Бриз» за счет увеличения запаса топлива. Для этого на разгонный блок был установлен сбрасываемый дополнительный блок топливных баков (рисунок 3.69).

РБ получил название «Бриз-М» и с успехом используется на РН «ПротонМ» для запуска спутников на геостационарную орбиту.

Все современные РБ имеют собственную систему управления на базе БЦВМ, включающую аппаратуру спутниковой навигации с антенно-фидерной системой. Они стали способными выполнить любую задачу в межорбитальном полете по доставке КА в нужную точку пространства. Если им добавить функцию возвращения КА обратно на Землю, то мы приблизимся к реализации многоразовой космической системы «Venture Star» (рисунок 3.2). Примером такого многоразового межорбитального буксира может служить орбитальный самолет «Буран» (рисунок 3.70).

Рисунок 3.70 – Орбитальный самолет «Буран»

Этот самолет имеет все признаки разгонного блока. На нем установлены два ЖРД 11Д58М такие же, как на РБ «ДМ». Но это очень дорогой РБ, поэтому он, а за ним и «Space Shuttle», сошли со сцены технической истории.

В то же время американцы недавно реализовали идею относительно дешевого орбитального самолета Х-37В (рисунок 3.71).

Рисунок 3.71 – Многоразовый орбитальный буксир «X-37B»

X-37B – это «Space Shuttle», выучивший уроки истории. Радикальное сокращение массы и габаритов, как и удаление экипажа (нужного на самом деле далеко не во всех задачах), должно сделать новую машину куда более дешвой, чем предшественник, и, соответственно, оправданной и экономной.

Запускается X-37B с помощью одноразовой РН «Атлас-5», на которой, кстати говоря, используется российский ЖРД РД-180 (рисунок 3.72).

Рисунок 3.72 – Состав многоразового орбитального буксира «X-37B»

Обычный Shuttle для выработки электроэнергии полагается на топливные элементы, X-37B оборудован выдвижной солнечной батареей. Для управления аэродинамическими поверхностями X-37B использует электромеханические приводы вместо гидравлики. Есть и другие отличия – в известной степени XB извлк из классического челнока самое лучшее и пошл дальше. X- должен функционировать как малоразмерная многоцелевая платформа для размещения спутникового оборудования, автоматический корабль снабжения или многоразовая верхняя ступень – обладая большим характеристическим запасом скорости, он сможет совершать полеты на геостационарную орбиту и обратно.

Его изюминкой (как у отечественного «Бурана») является способность к полностью автоматическому полту по программе, в том числе — спуску в атмосфере и «самолтной» посадке на полосу — впервые для США и во второй раз в мировой истории.

X-37B демонстрирует также новую для космических челноков аэродинамическую схему (V-образное оперение, большой центральный аэродинамический тормоз в верхней части фюзеляжа), более совершенные, чем на классическом Shuttle, материалы теплозащиты. Ещ одним отличием X-37B от большого собрата является намного более быстрая подготовка к повторному полту после приземления и вообще сравнительная простота обслуживания перед запуском.

Технически X-37B рассчитан на 270 суток полта (чему должны способствовать его галлий-арсенидные солнечные батареи и литиево-ионные аккумуляторы). Следует добавить, что у НАСА нет на него денег, поэтому создание и испытания X-37B выполняются в интересах ВВС на средства Пентагона.

4 КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ

4.1 Общие сведения о космических аппаратах. Тенденции изменения конструкции современных космических аппаратов Космический аппарат (КА) это техническое устройство, предназначенное для функционирования в космическом пространстве на заданной орбите.

А это весьма непросто потому, что на КА действует целый ряд факторов, не проявляющихся при земном существовании:

- высокая изменяемость нагружения при выведении на орбиту и спуске с нее, а в космическом пространстве совершенно особенное нагружение, - высокая разреженность среды (вакуум), - метеорные потоки, - тепловые потоки, которые на этапах выведения, спуска и орбитального полета сильно отличаются друг от друга, - космическое излучение.

В этих условиях КА должен надежно работать как можно дольше. А это обеспечивается наличием бортовых ресурсов и скоростью их расходования.

Расход ресурсов определяется целевой функцией КА. В чем же цель запуска КА?

Космические технологии – очень востребованная сфера деятельности, приносящая огромную прибыль. Это и глобальная связь, и телевидение, и Интернет, и метеорология, и мониторинг окружающей среды, и предупреждение об угрозах природного и техногенного характера. А еще – картография, позиционирование, земельный кадастр, безопасность воздушного, морского, наземного транспорта. Впереди – промышленное производство полупроводниковых материалов, специальных стекол, медицинских препаратов в условиях микрогравитации (невесомости) и «чистого» вакуума, новая космическая энергетика и многое-многое другое, что кажется сегодня фантастикой, а завтра может стать реальностью.

Но у космических средств есть иное применение. Космос – это оборона, безопасность, контроль над распространением оружия. Собственно, на заре космической эры и у нас, и за рубежом, особенно в США, поиски технических решений и начало космических полтов были связаны в первую очередь с военными задачами. За прошедшие полвека с запуска первого в мире спутника актуальность этой темы возросла.

Сегодня на околоземной орбите работают более 600 спутников, многие из них выполняют исключительно военные функции. Большая часть аппаратов принадлежит США. По прогнозу экспертов, в ближайшие пять лет мир затратит на космические программы в целом более 500 миллиардов долларов. Будет запущено 1-1,5 тысячи новых спутников. Многие из них будут военными.

Россия в условиях меняющейся международной обстановки и появления новых факторов нестабильности в различных регионах мира, новых угроз и вызовов также делает вс возможное для того, чтобы Вооружнные Силы имели средства и возможности вести разведку, предупреждать о ракетном нападении, обеспечивать связь и управление, навигационное сопровождение с использованием космических элементов. Военный космос в оборонительной доктрине России занимает важное место, и наблюдаемые в настоящее время процессы модернизации космических средств убедительно доказывают, что в будущем роль военной космонавтики будет только возрастать. Мало того, военная космонавтика во всем мире служит локомотивом технического прогресса.

Посмотрим, как менялся облик КА с появлением новых технологий на примере спутников-фоторазведчиков.

Идея вести фоторазведку с космической высоты появилась ещ в начале 50-х годов прошлого века. Было понятно, что самолт-разведчик – хорошее средство, но он уязвим над территорией противника. История с американским «U-2», сбитым над Свердловском и судьба лтчика-шпиона Пауэрса хорошо известны и поучительны. Поэтому спутник, пролетающий свободно над всей поверхностью земного шара в космическом пространстве, где уже не действуют границы и запреты, был бы хорошим средством для фоторазведки.

В самом начале космической эры военные США и СССР принялись за создание первых спутников-разведчиков. В США это был проект «КОРОНА».

Первый спутник серии «КН» (Key Hole – замочная скважина) стартовал ещ в 1960 году. Устройство спутника «КН», по современным понятиям, довольно простое. Специальный фотоаппарат делал в нужный момент снимок. Для этого спутник ориентировался соответствующим образом. Далее отснятая плнка поступала на примную катушку в возвращаемую капсулу. После завершения программы полта выдавался тормозной импульс и капсула с отснятой плнкой отделялась от аппарата, входила в плотные слои атмосферы, тормозилась, затем вводился небольшой парашют. В то время разместить в спускаемой капсуле полноценный парашют не представлялось возможным. Поэтому для возвращения на Землю фотоплнки использовалась система воздушного «подхвата», когда специальный самолт ловил высоко в небе капсулу.

В 1959 году специальным постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР было принято решение о создании в СССР спутника-разведчика.

Примечательно, что этот аппарат проектировался одновременно и для пилотируемых полтов в космос. В результате мы получили и космический корабль «Восток», на котором в космос стартовал первый в мире космонавт Юрий Гагарин, и фоторазведчик «Зенит» (рисунок 4.1), который в разных вариантах служил обороне до 1994 года.

Первоначально "Зениты" были оснащены комплексом спецаппаратуры, состоявшим из одного фотоаппарата СА-20 с фокусным расстоянием 1 м, одного фотоаппарата СА-10 с фокусным расстоянием 0,2 м, фототелевизионной аппаратуры "Байкал" и аппаратуры "Куст-12М" для радиоразведки (для перехвата и радиолокации частот США и НАТО). Передача данных производилась с помощью параболической антенны с высоким коэффициентом усиления. Аппаратура «Байкал» и «Куст-12М» позволяли передавать информацию по радиоканалу в зоне видимости наземных пунктов приема.

Очень скоро стало ясно, что фототелевизионная аппаратура не подтверждает ожидавшихся характеристик и от нее отказались. А стали ставить три фотоаппарата СА-20, которые обеспечивали ширину полосы съемки 180 км при высоте полета 200 км. Запас пленки в них обеспечивал получение кадров размером 60х60 км (суммарная снимаемая площадь составляла 5, млн.кв.км). С целью расширения возможностей съемки СУД (система управления движением) аппарата обеспечивала быстрые развороты на заданные углы для выполнения съемки районов, лежащих в стороне от трассы полета.

Качество получаемых снимков можно увидеть на рисунке 4.2.

Функционирование спецаппаратуры осуществлялось в воздушной атмосфере с соответствующим температурным режимом, что обеспечивалось системами, размещенными в приборном отсеке. Система терморегулирования была существенно доработана по сравнению с «Востоком» и обеспечивала узкий диапазон колебания температуры и скорости ее изменения (допустимое отклонение менее 1°, а скорость изменения температуры менее 0,1 град/час), необходимые для фотоаппаратуры.

Фотосъемка требовала постоянной трехосной ориентации аппарата с довольно высокой точностью. Управление "Зенитом" осуществлялось не только по разовым командам, выдаваемым с наземных пунктов в зоне видимости, но и по суточной программе работы, закладываемой на борт с помощью команднопрограммной радиолинии с достаточно высокой пропускной способностью.

Для работы СУД использовался запас газа, размещенного в шар-баллонах.

Этим запасом ограничивался срок службы КА – 8…15 суток.

Рисунок 4.2 – Развязка дорог в Лос-Анджелесе. Разрешение 1 м В результате получился довольно большой аппарат. Общая длина КА на орбите составляет около 5 м, диаметр 2,5 м и общая масса от 4600 кг до 6300 кг.

Возвращение на Землю отснятой пленки осуществлялось в спускаемом аппарате (рисунок 4.3), который отделялся от КА после срабатывания тормозного ЖРД. Затем на высоте 7,5 километра вводилась в действие парашютная система. Отснятый материал доставлялся поисково-спасательными службами по назначению. При этом дорогостоящая в то время фотоаппаратура сохранялась для последующего использования.

Интересно, что и известный широкому кругу фотографов фотоаппарат с тем же названием «Зенит», и специальная аппаратура для космической фотосъмки создавались на одном предприятии – Красногорском механическом заводе под Москвой.

Первый старт фоторазведчика состоялся в 1962 году. В 1964 комплекс фоторазведки «Зенит-2» был принят на вооружение Советской Армии.

Дальнейшим развитием космических фоторазведчиков стали спутники на базе КА «Янтарь» (рисунок 4.4).

Как видно из рисунка 4.4, на КА «Янтарь» существенно увеличено фокусное расстояние, поскольку объектив размещается в навесном отсеке, а спускаемый аппарат с лентопротяжным устройством имеет коническую форму.

В отличие от «Зенита» ось фотоаппарата совпадает с осью КА. Такая компоновка потребовала очень тщательного обеспечения температурного режима оболочки оптического канала, в котором крепится объектив, для исключения термических деформаций и получения снимков с высоким разрешением. По окончании работы КА объектив по специальным рельсам въезжает в спускаемый аппарат, торцевые створки закрываются и объектив вместе с отснятой пленкой возвращается на Землю для повторного использования. При этом спуск и торможение в атмосфере происходит более плавно за счет конической формы спускаемого аппарата, что улучшает сохранность объектива.

Рисунок 4.3 – Спускаемый аппарат КА «Зенит»

Рисунок 4.4 – Космический аппарат «Янтарь»

Но сначала отснятая пленка отправляется на Землю в капсулах, каждая из которых отбрасывается от КА, тормозится специальным РДТТ и спускается на атмосферном участке с помощью парашюта. Это существенно повысило оперативность получения информации при увеличении срока службы аппарата.

КА «Янтарь» имел мощную двигательную установку управления движением, которая позволяла совершать маневры не только по отделению капсул, но и по изменению параметров орбиты. Например, КА мог совершать «нырки» на высоту 140 км для детального фотографирования, а затем возвращаться на базовую орбиту. Точность измерения высоты обеспечивал специальный радиовертикант-высотомер.

Солнечные батареи увеличивают срок службы КА в несколько раз по сравнению с «Зенитом», обеспечивая высокое энергопотребление. А это терморегулирования, но и большим количеством приборов, обеспечивающих точность позиционирования оптической системы. Эти приборы размещены в торовом отсеке. Кроме того, электроприводы обеспечивают закрытие и открытие крышки бленды, а также поворот солнечных батарей вслед за Солнцем для увеличения энергосъема и изменение их положения (частичное складывание) для снижения момента инерции при совершении маневров.

Существенное улучшение целевой функции, однако, не привело к значительному увеличению размеров и массы КА при выведении ее на орбиту (использовалась та же РН Союз-У).

Первый «Янтарь» полетел в 1974 году, а принят на вооружение был в 1981 году. Дальнейшим развитием космических фоторазведчиков стали спутники «Дон» и «Кобальт». При этом фотоаппаратура отечественных спутников дистанционного зондирования Земли и картографии достигла высокой степени совершенства и не уступает зарубежным аналогам.

К примеру, для комплекса «Орлец» («Дон») создали длиннофокусный фотоаппарат с уникальными характеристиками. По оценкам экспертов, он позволял снять «всю Европу одним махом!» Кадр плнки, полученный этой аппаратурой, имеет размеры 2,5 на 0,4 метра. Полоса обзора «Орлеца»

достигала 1800 километров!

Однако все КА-фоторазведчики, использующие пленку, имеют общий недостаток – низкую оперативность, что для военных является неприемлемым.

В настоящее время во всм мире и в России отмечается тенденция развития фотоэлектронных систем наблюдения, у которых вместо фотоплнки используется ПЗС-матрица. Что это дат? В первую очередь – оперативность передачи на Землю информации. Оптико-электронные системы становятся более компактными, спутники – легче. А это означает, что вместо тяжлых ракет-носителей для запуска спутников можно использовать лгкие, более дешвые. Разрешающая способность современных фоторазведчиков, по мнению независимых экспертов, достигает уже 15-20 сантиметров!

Первый отечественный спутник оптико-электронной разведки «Терилен»

был запущен в 1982 году. Его модификацию под названием «Неман» (рисунок 4.5) приняли на вооружение в 1989 году.

Рисунок 4.5 – КА оптико-электронной разведки «Неман»

Отечественный экспериментальный оптико-электронный спутник «Ресурс-ДК» (рис.4.6), запущенный в 2006 году, используется по двойному назначению.

Рисунок 4.6 – Оптико-электронный КА «Ресурс-ДК» прибыл на Спутник вобрал в себя все достижения предыдущих поколений КАфоторазведчиков и своей длительной эксплуатацией показывает высокую надежность. Состав КА «Ресурс-ДК», выполняющего в том числе и функции орбитальной платформы» показан на рисунке 4.7.

На его борту размещена научная аппаратура «Памела» и «Арина».

Эксперимент «Памела» - это часть более обширной совместной российско-итальянской программы РИМ (Российско-итальянская миссия). С российской стороны в программе участвуют МИФИ, Физический институт им.

П.Н. Лебедева РАН и Санкт-Петербургский Физико-технический институт им.

А.Ф. Иоффе РАН. Иностранцы представлены Национальным институтом ядерной физики Италии с филиалами в университетах Рима, Флоренции, Триеста, Неаполя и др. Участники проекта «Памела» «глазами» спутника проводят детальные исследования потоков заряженных частиц, приходящих из космоса. С помощью «Ресурса-ДК» учные хотят продвинуться в решении одной из фундаментальных проблем современной физики – природы тмной материи. Следы е частиц ищут, выделяя из общего потока космических лучей антипротоны и позитроны.

Спектрометр «Памелы» остатся пока единственным орбитальным прибором, который способен разделять частицы и античастицы в широте энергетического диапазона от нескольких десятков миллионов электронвольт до нескольких сотен миллиардов. Это рекордный диапазон энергий!

Полученный спутником результат показал: в Галактике существует не известный ранее источник позитронов, а возможно, и электронов, который не учитывается в стандартной модели космических лучей. Зарегистрированный избыток позитронов получил в научной литературе название «аномальный эффект «Памелы». По результатам эксперимента можно предсказать, что масса частицы тмной материи в 200, а то и в 1000 раз больше массы протона. Сейчас к изучению «аномального эффекта «Памелы» присоединились учные, работающие на Большом адронном коллайдере, но пока общепринятого объяснения этого научного феномена не найдено.

Другая часть электронной начинки «Ресурса-ДК» - российская научная аппаратура «Арина», разработанная в МИФИ. Она предназначена для регистрации потоков электронов и протонов в околоземном космическом пространстве.

Аппаратура спутника продемонстрировала хорошие характеристики, высокую наджность и большой срок активной работы. Параметры приема и обработки информации со спутника представлены в таблице. 4.1. Масса КА «Ресурс-ДК» 6550 кг, максимальная длина 7,9 м, максимальный диаметр 2,72 м.

Площадь солнечной батареи 36 кв.м. Погрешность ориентации и стабилизации по каналам крена и тангажа не более 6 угловых минут, а по каналу рыскания не более 4 угловых минут. Срок активного существования 3 года.

Таблица 4.1 – Характеристики информационного обмена КА «Ресурс-ДК»

В восьмидесятые годы параллельно разрабатывались два проекта тяжелых спутников оптико-электронной разведки нового поколения: в «ЦСКБПрогресс» (Самара) аппарат «Сапфир» массой около 14 тонн, в НПО имени Лавочкина (Химки, Московская обл.) аппарат «Аракс-Н» массой 7,5 тонн. Оба спутника имели телескоп с диаметром зеркала 1,5 м. Разрешение у летавшего по низкой орбите «Сапфира» должно было достигать 30 см, он предназначался для детальной разведки. Снимки «Аракса-Н» за счет более высокой орбиты имели разрешение 1-2 м и предназначались для обзорной разведки. Первый пуск «Сапфира» планировался на 1986 год, а "Аракса-Н" — на 1987-й. Однако «ЦСКБ-Прогресс» так и не смогло создать свой спутник-разведчик: его финансирование в конце 1990-х годов было остановлено, почти готовый к запуску первый аппарат до сих пор стоит в цехе самарского центра. «Аракс-Н»

был запущен дважды: в 1997 году (проработал лишь четыре месяца вместо расчетных двух лет) и в 2002 году под именем «Аркон» (рисунок 4.8) (проработал год).

Рисунок 4.8 – КА обзорной оптико-электронной разведки «Аркон»

КА «Аркон» оснащен широкоапертурным зеркальным, а не линзовым, телескопом. Спутник был выведен на орбиту, обеспечивавшую высокопериодический мониторинг земной поверхности. На «Арконе» были реализованы принципиально новая технология трехмерного сканирования, прецизионная система управления и технология получения данных по радиоканалу. До настоящего времени отдельные характеристики, достигнутые на аппарате «Аркон-1», не превзойдены даже лучшими зарубежными спутниками дистанционного зондирования Земли — такими, как QuickBird.

В разработке «Аркона» принимало активное участие петербургское объединение «ЛОМО». Для создания телескопов предприятие построило уникальную стендовую базу, ввело в эксплуатацию в 1983 г. контрольноиспытательную станцию (КИС) с двумя термовакуумными камерами, имеющими в своем составе уникальные по своим качественным характеристикам коллиматоры и контрольные плоские зеркала диаметром 1.6 м. Летно-конструкторские испытания КА «Аркон» подтверждают высокий технический уровень и качество продукции ОАО «ЛОМО», и дают дополнительный импульс к дальнейшему развитию крупногабаритных оптикоэлектронных комплексов.

Сегодня в России идут испытания новых оптико-электронных систем разведки «Персона» (рисунок 4.9). Разработка КА ведется в самарском «ЦСКБПрогресс» и первый испытательный запуск был осуществлен 26 июля года. КА «Персона» предназначен для получения снимков высокого разрешения и оперативной их передачи на Землю по радиоканалу. По официальным сообщениям, гарантийный срок активного существования аппарата – семь лет. До сих пор российские спутники подобного назначения «Неман» работали не более полутора лет, американские «Кристалл» — около 10 лет.

Рисунок 4.9 КА детальной оптико-электронной разведки «Персона»

Новый оптико-электронный комплекс для «Персоны» разработан на ОАО «ЛОМО». Еще 20 апреля 2001 года пресс-служба предприятия со ссылкой на начальника СКБ космической техники Юрия Петрова разместила релиз «ЛОМО «покоряет» космос», где сообщалось, что «разработанное на ОАО «ЛОМО» изделие 17В317, прошедшее летно-конструкторские испытания в 1997 году (КА «Аракс-Н»), по совокупности технических характеристик (производительность, информативность, линейное разрешение на местности) превосходит все, что было создано в России и Европе, приближаясь к характеристикам крупногабаритных систем наблюдения США».

В настоящее время проводятся работы по модернизации систем КА системы приема и передачи информации, системы управления и других электронных систем с использованием современной элементной базы. Решение этой задачи позволит создать оптико-электронный комплекс с более высокими по сравнению характеристиками.

КА «Персона» был выведен РН «Союз-2» на солнечно-синхронную орбиту под наклонением 98,3 градуса высотой в 750 километров. Масса спутника почти 7 т. Сегодня для детальной разведки требуются снимки с гораздо меньшим разрешением и, видимо, мощный телескоп «Персоны»

позволяет выявлять такие объекты даже с расстояния в 750 километров.

Накопленный же НПО им. Лавочкина опыт в создании «Аркона», по мнению представителей компании, мог бы позволить создать в относительно короткие сроки аппарат с меньшей, чем у российского «Ресурс-ДК», массой, улучшенной динамикой перенацеливания и большей производительностью.

Этот опыт был реализован в создании орбитальной астрофизической обсерватории «Радиоастрон» («Спектр-Р»). Этот спутник показан на рисунке 4.10…4.12. Он был выведен на орбиту 18 июля 2011 года и предназначен для исследования объектов Вселенной: галактик, квазаров, черных дыр, нейтронных звезд и многих других, а также для мониторинга солнечной активности. Телескоп спутника способен рассмотреть космические объекты с разрешением до 7 мкс, что более чем в 1000 раз превышает возможности космического телескопа «Хаббл».

Рисунок 4.10 – КА «Спектр-Р» прибыл на космодром Рисунок 4.11- Радиотелескоп КА «Спектр-Р»

Рисунок 4.12- Состав КА «Спектр-Р»

Такие большие спутники весьма дорогое удовольствие. Эксперты оценивают стоимость КА «Персона» в 5 миллиардов рублей.

Американский военный спутник еще дороже. Его стоимость – от миллионов до 1,5 миллиардов долларов, а живет он максимум 5…7 лет.

Поэтому Национальному разведуправлению все время надо придумывать, как выбить новые средства. Стоимость изготовления каждого гиганта массой более 12 тонн составляет около 1 миллиарда долларов, еще 500 миллионов тратится на запуск.

Поэтому небогатые страны стараются решать задачи фоторазведки малыми затратами. Например, израильский КА «EROS-B» (рисунок 4.13), имея массу 290 кг, обеспечивает разрешение изображения 0,7 м с высоты орбиты км, скорость передачи информации 280 Мбит/с, срок активного существования 10 лет. При этом на орбиту его вывела российская РН «Старт», а в его разработке принимали участие, скорее всего, бывшие наши соотечественники.

Рисунок 4.13 – Израильский КА оптико-электронной разведки «EROS-B»

В последние годы одной из ведущих тенденций является миниатюризация КА, обусловленная значительными результатами в области электронно-вычислительной техники и возможностями ее использования практически во всех сферах деятельности [16]. Так, уже достаточно давно применяются мини-спутники, или малые КА, имеющие массу от 100 до 500 кг, есть опыт использования микроспутников, или сверхмалых КА, с массой от до 100 кг, в перспективе широкое применение найдут наноспутники (1 - 10 кг), пикоспутники (0,1 - 1 кг) и фемтоспутники (менее 0,1 кг).

Большинство современных КА имеют массу от 50 до 6000 кг.

Несмотря на существующие отличия КА по конструктивнокомпоновочной схеме, составу бортовой аппаратуры, массово-габаритным характеристикам можно выделить общие принципы их построения, схожесть в предназначении основных отсеков и устройстве.

4.2 Принципы построения конструктивно-компоновочных схем и устройство космических аппаратов Конструктивно-компоновочная схема КА определяется, прежде всего, назначением и составом аппаратуры, выполняющей целевую задачу. Кроме того, она должна учитывать факторы, воздействующие на КА в условиях космического пространства, а также условия совместного полета КА с РН на активном участке траектории (участке выведения).

Общими для любых КА стали следующие конструктивно-компоновочные решения:

членение КА на герметичные и негерметичные блоки (отсеки);

крепление оборудования и аппаратуры на одной половине корпуса блока, что облегчает доступ к ним;

оснащение КА элементами, принимающими рабочее положение в использование оболочки КА в качестве радиационной защиты.

Самые простые конструктивно-компоновочные схемы имеют автоматические КА (рисунок 4.14), не предназначенные для спуска на Землю.

На форму этих КА не накладываются аэродинамические ограничения, она определяется удобством размещения и обслуживания бортовой аппаратуры при подготовке КА к запуску.

Рисунок 4.14 - Конструктивно-компоновочная схема автоматического КА 1 — герметичный отсек; 2 — целевая аппаратура; 3 — солнечные батареи;

4 — выдвижной штырь; 5 — груз гравитационной системы стабилизации Конструктивно-компоновочная схема КА типа "Форпост" состоит из герметичного отсека 1, в котором размещена целевая аппаратура 2.

Герметичный отсек является одновременно корпусом КА.

Электроснабжение целевой аппаратуры осуществляется от солнечных батарей, которые наклеены по поверхности корпуса. Пространственная ориентация КА на орбите обеспечивается гравитационной системой стабилизации, состоящей из груза 5 и выдвижного штыря.

В компоновочной схеме пилотируемого КА могут быть предусмотрены следующие основные отсеки (рисунок 4.15):

Рисунок 4.15 – Компоновочные схемы пилотируемых КА 1 – СА (командный модуль); 2 – приборно-агрегатный отсек (отсек оборудования);

3 – шлюзовая камера; 4 – орбитальный отсек; 5 – тормозная ДУ; 6 – стыковочный узел;

спускаемый аппарат (СА), предназначенный для размещения экипажа при выведении КА на орбиту, при возвращении его на Землю, а также при выполнении некоторых операций в ходе орбитального полета; после отделения СА становится самостоятельным летательным аппаратом;

орбитальный отсек, предназначенный для работы экипажа на орбите и установки необходимого для выполнения программ полета оборудования и систем, требующих доступа экипажа; это второй (после СА) обитаемый отсек КА, обеспечивающий увеличение жилого объема; его внешняя поверхность удобна для размещения наружных систем и механизмов, в том числе антенн и стыковочного агрегата;

- приборный отсек, предназначенный для установки систем и агрегатов, не требующих доступа экипажа; отсек герметичен и изолирован от обитаемых отсеков (спускаемого аппарата и орбитального отсека);

- агрегатный отсек (отсек оборудования), предназначенный для размещения основных агрегатов КА (двигательной установки, баллонов наддува, блоков системы электропитания, агрегатов терморегулирования — внутри отсека; блоков двигателей причаливания и ориентации, антенн и других элементов — снаружи отсеков);

- приборно-агрегатный отсек, если приборный и агрегатный отсеки соединены в один;

- переходной отсек, предназначенный для перехода от ограниченного числа силовых точек крепления СА к сплошному фланцевому соединению;

- навесной отсек, вводимый в состав КА, если программой полета предусмотрен сброс части аппаратуры на промежуточном этапе полета;

- специализированные отсеки, предназначенные для выполнения определенных операций, например, капсулы для доставки материалов наблюдений Земли или зонды для проведения исследований.

В отечественных пилотируемых КА использован модульный принцип с двумя отсеками: спускаемым аппаратом 1 и приборно-агрегатным отсеком (рисунок 4.15, а, б).

В КА "Восход" для обеспечения выхода человека в космос была предусмотрена надувная шлюзовая камера 3, которая развертывалась в рабочее состояние в орбитальном полете и отделялась перед спуском.

На КА "Союз" модульная схема получила дальнейшее развитие: кроме двух названных отсеков введен третий – орбитальный отсек 4 (рисунок 4.15, в).

Кроме того, для стыковки с другими КА и орбитальными станциями предусмотрен стыковочный узел 6. Механическая связь между спускаемым аппаратом 1 и приборно-агрегатным отсеком 2 осуществляется с помощью переходного узла (фермы) 7.

Спускаемый аппарат предназначен для размещения полезной нагрузки, создания условий нормального функционирования и доставки на Землю после завершения полета. СА сочетает в себе функции отсека КА и в то же время самостоятельного летательного аппарата для полета в атмосфере.

Спуск с орбиты – один из наиболее напряженных этапов полета.

Необходимо не только резко снизить скорость, но и обеспечить посадку в заданном районе. Большая часть энергии, которой СА обладает на орбите, рассеивается в плотных слоях атмосферы, за счет чего обеспечивается его торможение, но это приводит к значительному нагреву поверхности СА.

Поэтому для обеспечения требуемого теплового режима внутри СА приходится использовать мощную теплозащиту.

В зависимости от аэродинамического качества СА применяются два способа спуска: баллистический и аэродинамический управляемый.

Аэродинамическое качество характеризуется коэффициентом аэродинамического качества – аэродинамические коэффициенты (коэффициент лобового сопротивления, коэффициент подъемной силы);

– плотность воздуха;

V – скорость полета СА;

S – площадь миделя (сечения СА, перпендикулярного вектору скорости).

Аэродинамическое качество определяет траекторию полета объекта в плотных слоях атмосферы.

При K < 0,2 – это баллистические траектории, по которым движутся головные части баллистических ракет и некоторых типов спускаемых аппаратов и капсул (беспилотных). Точность приземления СА, спускаемых по баллистической траектории, невысока и составляет примерно 300 км.

При K = 0,3–0,5 траектория является "скользящей". По таким траекториям движутся беспилотные возвращаемые КА.

При K = 0,7–1,0 траектория становится "планирующей". При движении по таким траекториям существенно снижаются действующие перегрузки. Поэтому пилотируемым КА придается именно такое аэродинамическое качество. Для этого центр масс СА смещается относительно продольной оси (см. рис. 1.32).

Это обеспечивает стабилизацию СА в плоскости тангажа.

Спускаемые аппараты, имеющие малое аэродинамическое качество, осуществляют спуск в атмосфере и приземление с использованием парашютов, двигателей мягкой посадки; СА с достаточно высоким аэродинамическим качеством могут совершать горизонтальную посадку.

Особый тип СА составляют спускаемые капсулы, предназначенные для доставки на Землю полезной нагрузки малой массы и объема, например, фотои кинопленки.

Основные формы спускаемых аппаратов и капсул представлены на рисунке 4.16.

В силу влияния аэродинамических сил возникает движение летательного аппарата вокруг центра масс, что требует решения вопросов статической и динамической устойчивости.

Рисунок 4.16 – Формы спускаемых аппаратов и капсул (1 – сферическая; 2 – сферическая с гаргротом; 3 – коническая; 4 – клиновая) Рисунок 4.17 – Силы действующие на СА при устойчивом полте G – сила тяжести СА; R, Ма – аэродинамические сила и момент; V – скорость полета;

– угол атаки; ц.м., ц.д. – центры масс и давления соответственно Статическая устойчивость – свойство летательного аппарата приобретать при выходе из положения равновесия такие аэродинамические моменты, которые вновь возвращают его в положение равновесия. В простейшем случае это возможно, если центр давления находится за центром масс (рисунок 4.17).

При входе в плотные слои атмосферы в результате взаимодействия воздуха и поверхности СА возникает аэродинамическая сила R. Сила приложена в центре давления и относительно центра масс создает аэродинамический момент M. Если продольная ось СА отклонится от вектора скорости V на угол атаки, то аэродинамический момент будет разворачивать СА относительно центра масс так, чтобы его продольная ось совпала с вектором скорости.

Особенностью сферической формы является максимальный внутренний объем при минимальной внешней поверхности. Центр аэродинамического давления сферы находится в ее геометрическом центре. Для обеспечения устойчивости спускаемых аппаратов и капсул сферической формы необходимо сместить центр масс на 4 – 6% длины радиуса в направлении лобового теплозащитного покрытия.

Коническая форма СА обеспечивает размещение полезной нагрузки, имеющей значительные продольные размеры, например, фотоаппаратуры без излома оптической оси.

Спускаемый аппарат (СА) является воплощением гения конструкторской мысли. Лучшим его примером может служить орбитальный самолет «Буран».

Но начинали с самого простого «шарика» (рисунок 4.18). В нем падал Гагарин. Этот СА характеризуется нулевым аэродинамическим качеством, поэтому спуск был баллистическим. А для такого спуска присуща максимальная скорость, а значит максимальная перегрузка и самый сильный аэродинамический нагрев. Нынешние космонавты спускаются в сегментальноконических СА (рисунок 4.18б). Их аэродинамическое качество характеризуется значениями 0,2…0,5. При этом качестве осуществляется скользящий спуск. И перегрузки и нагрев для такого СА много меньше. Мало того, теплозащита сегментальной части, которая принимает на себя почти весь тепловой поток, сбрасывается на этапе парашютного снижения и не передает тепло внутрь СА. Кроме того, при этом обнажается сотовый гаситель удара, что еще более смягчает соприкосновение с землей в сочетании со срабатыванием тормозных РДТТ мягкой посадки.

Именно в таких СА спускаются с орбиты космонавты всего мира в настоящее время. Орбитальные самолеты слишком дорогое удовольствие и даже американцы вынуждены были закрыть программу «Space Shuttle».

Сегментально-конические СА используются в России и Китае. Другие страны пока не имеют ресурсов для запуска космонавтов. На рисунке 4.18б показан китайский СА, который трудно отличим от СА российского производства.

В настоящее время российские конструктора интенсивно работают над СА нового поколения. Они показаны на рисунке 4.19.

(а – сферический, б – сегментально-конический) Конечно, «Клипер» с крыльями - лучше. Его аэродинамическое качество позволяет осуществлять планирующий спуск, но его дороговизна не по карману российскому налогоплательщику. Поэтому, скорее всего, будет создан многоразовый сегментально-конический СА, изображенный на рисунке 4.19а.

Он позволит осуществлять управляемый спуск и мягкую посадку на специальные опоры. Стыковочное устройство (СУ) будет установлено на самом СА, что обеспечит спасение СУ и повторное его использование.

Корпус СА, как и других герметичных отсеков, металлический.

Конструкция типового герметичного отсека представлена на рисунке 4.20.

Рисунок 4.20 – Конструкция герметичного отсека Оболочка отсека состоит из цилиндрических обечаек, двух днищ и силового набора. Правое днище – сферическое (сегментальное), а левое – комбинированное, составленное из конуса и сферы, соединенных силовым шпангоутом, работающим на выворачивание при действии внутреннего давления в отсеке. Днища приварены к обечайкам через распорные шпангоуты, которые работают на радиальное сжатие. Обечайки соединяются друг с другом с помощью стыковочных шпангоутов. Герметичность стыка обеспечивается прокладками. Если корпус работает только на действие внутреннего давления, то используется гладкая тонкостенная оболочка, а при действии осевой силы (например, аэродинамической) цилиндры и конусы могут подкрепляться стрингерами.

Функционально КА состоят из следующих элементов:

- корпус КА;

- бортовой комплекс управления;

- бортовая специальная аппаратура;

- бортовая обеспечивающая аппаратура;

- двигательная установка.

Корпус КА является основным силовым элементом, к которому крепятся узлы, агрегаты и элементы систем КА. Конструктивно корпус КА состоит из отсеков, которые соединяются между собой силовыми узлами, рамами, обечайками, крепежными деталями.

По форме отсеки могут быть цилиндрическими, сферическими, коническими, торовыми и комбинированными. Взаимное расположение отсеков должно обеспечить минимальную массу конструкции, удобство размещения бортовой аппаратуры, солнечных батарей, антенн, двигателей и др.

КА в транспортном положении должен размещаться под ГО, выбранной РН.

Главным образом, КА компонуют из условия выполнения им целевых задач. Мы уже видели, как компонуются КА-фоторазведчики, для которых главное – получить хорошее изображение: у них все формирует телескоп (линзовый или зеркальный). Поэтому они скомпонованы похожим образом.

Похожи друг на друга КА «Союз» (рисунок 4.21) и «Прогресс» (рисунок 4.22), так как они решают одинаковую задачу – пристыковываются в космосе к орбитальной станции. Но если рассмотреть их наполнение (рисунок 4.23 и 4.24), то оказывается, что целевые отсеки у них разные.

Если внимательно присмотреться к рисункам, то можно заметить, что АО, стыковочные устройства и антенны практически одинаковые. Потому, что они решают задачу стыковки. Но решают они ее по-разному. В «Союзе» есть орбитальный отсек, находясь в котором космонавты управляют процессом стыковки, а у «Прогресса» стыковка осуществляется в автоматическом режиме и приборы для ее осуществления перенесены в ПО, для чего сам отсек выполнен большего объема. При этом корпус орбитального отсека практически не изменен, а вместо СА установлен легкий отсек с емкостями. Так что внешность обманчива, даже у КА.

Рисунок 4.21 – Пилотируемый КА «Союз-ТМ»

Рисунок 4.22 – Транспортный грузовой КА «Прогресс»

Рисунок 4.23 – Компоновка пилотируемого КА «Союз-ТМ»

Рисунок 4.24 – Компоновка транспортного грузового КА «Прогресс»

Агрегатный отсек предназначен для размещения двигательных установок, элементов систем терморегулирования, энергопитания и других систем. Агрегатные отсеки (АО), как правило, изготавливают из композиционных материалов. Конструкция типового АО показана на рисунке 4.25.

Рисунок 4.25 – Конструкция агрегатного отсека Внутри корпуса АО располагается двигательная установка, служащая для коррекции орбиты, ориентации и стабилизации, торможения и проч. Снаружи устанавливают приводы солнечных батарей, антенны и датчики, а также холодильники-излучатели. Холодильники-излучатели (ХИ) служат для сброса тепла из систем обеспечения теплового режима (СОТР). Панели ХИ имеют специальное покрытие, обеспечивающее соответствующие оптические свойства и имеющее характерный белый цвет. Именно такие панели мы видим на фотографиях, представленных на рисунке 4.4, 4.5, 4.6, 4.21, 4.22, где панели ХИ установлены на АО, а иногда и на приборных отсеках (рисунок 4.4, 4.5, 4.6).

Приборный отсек может быть герметичным и негерметичным. Для снижения опасности пожара герметичный приборный отсек заполняется, как правило, азотом. В нем поддерживаются заданные параметры температурного режима.

Специальные отсеки предназначены для размещения целевой аппаратуры. Как правило, они являются герметичными. В этих отсеках часто требуется поддержание стабильного термобарического режима.

Разновидностью специальных отсеков являются спускаемые аппараты, хотя их можно рассматривать и как самостоятельные модули, которые способны после отделения от КА совершать автономный полет. СА являются наиболее сложными отсеками по сравнению с другими. Особый тип СА представляют малые спускаемые капсулы для доставки грузов с орбиты на Землю. Спускаемые аппараты и капсулы могут иметь различную аэродинамическую форму и быть снабжены, помимо прочих характерных для них систем, системами стабилизации и двигательными установками системы приземления и мягкой посадки.

Бортовой комплекс управления КА предназначен для решения задач управления движением КА и функционирования его аппаратуры автономно или совместно с наземным комплексом управления.

В бортовой комплекс управления могут входить следующие системы:

- ориентации и управления движением центра масс КА;

- управления бортовой аппаратурой;

- обмена информацией.

Назначение этих систем ясно из их названия.

Система ориентации и управления движением центра масс КА, в свою очередь, может состоять из следующих систем (подсистем):

- управления движением центра масс КА;

- управления движением КА относительно центра масс;

- навигации.

Система управления движением центра масс КА предназначена для обеспечения движения КА по заданной или уточняемой в процессе полета орбите. Она обеспечивает коррекцию орбиты КА для поддержания значений ее параметров в заданных пределах; управление спуском возвращаемых элементов КА; управление сближением, причаливанием и стыковкой КА на орбите с другими орбитальными КСр.

Система ориентации и стабилизации КА (система управления движением КА относительно центра масс) предназначена для придания и удержания нужного углового положения КА относительно известных ориентиров. Чувствительными элементами системы могут быть инерциальные датчики (на основе гироприборов), инфракрасные датчики (на основе использования теплового поля Земли) и астродатчики, использующие в качестве ориентиров положение неподвижных звезд. В зависимости от задачи, решаемой КА, погрешность ориентации КА может составлять от 3 до угловых секунд.

Система ориентации и стабилизации КА решает следующие задачи:

- удержание рабочей поверхности солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам;

- ориентация оси фотообъектива при фотографировании участков поверхности Земли, Луны, других объектов;

- поддержание оси антенн, направленных на Землю, в течение сеанса радиосвязи КА;

- ориентация КА перед включением ДУ.

Могут быть и другие задачи, связанные с целевым назначением КА.

Системы ориентации и стабилизации могут быть активными и пассивными. Активные системы в качестве исполнительных элементов могут использовать ракетные двигатели и газовые сопла малой тяги, для чего нужен запас КРТ (сжатого газа) на борту. Кроме того, могут использоваться маховики в качестве инерционных исполнительных органов, а также электромагнитные исполнительные органы, использующие силы взаимодействия электромагнитов с магнитным полем Земли. Пассивные системы чаще всего основаны на гравитационной и аэродинамической стабилизации.

Система навигации КА решает задачи определения параметров орбиты КА, прогнозирования движения КА, расчета величин (уставок) изменения вектора скорости, требуемых для проведения маневра, а также управления движением КА при его сближении с другим КА, посадке КА на поверхность планеты и взлете с нее.

Система управления бортовой аппаратурой КА построена на основе специализированной бортовой цифровой вычислительной машины, которая осуществляет обработку информации, формирование управляющих воздействий, диагностирование бортовых систем и агрегатов. В нее входит система трансляции команд и распределения питания и бортовое синхронизирующее устройство, которые осуществляют временную и частотную синхронизацию и коммутацию сигналов.

Система обмена информацией предназначена для обмена информацией между КА и Землей по радио- и телеканалам.

Бортовая обеспечивающая аппаратура предназначена для обеспечения условий нормального функционирования бортовой специальной аппаратуры, бортового комплекса управления и нормальной жизнедеятельности экипажа (для пилотируемых КА), а также для обеспечения посадки и аварийного спасения экипажа.

В ее состав могут входить следующие системы:

- энергопитания;

- терморегулирования;

- телеметрического контроля;

- жизнеобеспечения;

- приземления.

Система энергопитания КА предназначена для обеспечения электроэнергией бортового оборудования. Она состоит из источников электроэнергии и электрических цепей с коммутационной и защитной аппаратурой. В качестве основных источников энергии чаще всего используются химические источники тока и солнечные батареи (СБ).

Чаще всего используются серебряно-цинковые, кадмиево-никелевые и никель-водородные аккумуляторные батареи, обеспечивающие емкость порядка 45 А ч, напряжение 35 В.

Основой СБ является фотоэлектрический преобразователь (фотоэлемент), преобразующий солнечную энергию в электрическую. В настоящее время используются фотоэлементы из кремния и арсенида галлия. Из фотоэлементов размерами 2020 мм путем последовательного их соединения набираются генераторы напряжения размером 100150 мм с номинальным напряжением 27 В. Приведем некоторые удельные характеристики СБ: масса 1 м2 – 6-10 кг;

мощность, снимаемая с 1 м2 панели СБ при расстоянии КА от Солнца млн км, – 130-160 Вт; коэффициент полезного действия – до 12% (значение, близкое к предельно возможному) при рабочей температуре от –30 до 70 С.

Панели СБ раскрываются после выхода КА на орбиту. Наличие СБ и аккумуляторных батарей, играющих роль буфера, позволяет обеспечивать функционирование бортовой аппаратуры при нахождении КА как на солнечной, так и на теневой стороне Земли.

Система терморегулирования обеспечивает заданный тепловой режим бортового оборудования, элементов конструкции и газовой среды внутри КА.

Система может реализовывать пассивное или активное регулирование теплового режима.

Пассивное регулирование осуществляется за счет покрытия экранной (экранно-вакуумной) теплоизоляцией части поверхности КА или специальной обработки поверхности КА с целью придания ей соответствующих оптических свойств (отражающей способности).

При активном регулировании перенос тепла с внутреннего объема КА к радиационному теплообменнику осуществляется посредством принудительной циркуляции газа в отсеке КА.

Для изменения интенсивности излучения тепла с поверхности радиационного теплообменника могут использоваться жалюзи, закрывающие или открывающие его.

Система телеметрического контроля предназначена для обеспечения контроля состояния и правильности функционирования систем КА. Эта информация регулярно передается на Землю.

Система жизнеобеспечения предусмотрена для обеспечения условий жизнедеятельности и работоспособности экипажа. В нее входит целый комплекс систем и устройств, а также запас продуктов питания и других веществ, который периодически пополняется.

Двигательные установки КА предназначены для изменения орбиты и/или выдачи тормозного импульса. В соответствии с назначением ДУ могут быть тормозными, корректирующими и комплексными.

Тормозные ДУ служат только для выдачи тормозного импульса при сходе КА с орбиты. Поэтому в качестве тормозных ДУ используются как ЖРД, так и РДТТ.

Корректирующие ДУ должны обеспечивать многократный запуск.

Поэтому их основой является ЖРД, использующий самовоспламеняющиеся КРТ.

Для современных КА, как правило, тормозные и корректирующие функции выполняются одной ДУ, которая называется комплексной.

С помощью стыковочных устройств из отдельных КА составляются орбитальные станции. На рисунке 4.26 показана международная космическая станция (МКС), к которой периодически прилетает либо КА «Союз» для смены экипажа, либо грузовой корабль «Прогресс» для снабжения станции ресурсами.

Рисунок 4.26 – Международная космическая станция На рисунках 4.27 и 4.28 представлены проект и планируемый интерьер Коммерческой космической станции (ККС), которую предполагают развернуть в 2016 году.

Рисунок 4.27 – Коммерческая космическая станция Рисунок 4.28 – Интерьер Коммерческой космической станции Условия функционирования космических аппаратов КА Условия функционирования КА на орбите являются экстремальными, что обусловлено воздействием следующих факторов: существенные нагрузки на участках выведения и спуска, космический вакуум, космическая радиация, значительный перепад температур, метеорная опасность, невесомость.

4.3.1 Нагружение космических аппаратов В космическом пространстве КА находится в условиях невесомости и поэтому испытывает минимальные нагрузки. Это, как правило, внутреннее давление в герметичных емкостях (корпус с атмосферой, баки с топливом, шарбаллоны с газом). Неравномерный нагрев вызывает температурные напряжения, которые приводят к деформированию конструкции. При этом конструкция меняет геометрию, в следствие чего, например, механизм перестает функционировать, ферма оптической системы искривляется и ухудшает качество изображения, люк при закрывании не обеспечивает герметичность и т.д. Поэтому очень важна теплоизоляция КА, которая резко уменьшает или ликвидирует термические напряжения.

Столь слабое нагружение КА на орбите позволяет делать конструкцию очень легкой, ажурной, без массивных силовых элементов. Но спутник рождается не на небесах. Он изготавливается и готовится к полету на Земле, и здесь на КА обрушивается множество нагрузок, как мешки с цементом на нежные девичьи плечи.

Большинство стран мира придерживаются принципа располагать КА вертикально на протяжении всего цикла экплуатации его на Земле. Именно так, как аппарат располагается под обтекателем РН на участке выведения. Этим достигается значительная экономия в конструкции КА. Для этого КА устанавливают на РН на стартовом устройстве, где она занимает вертикальное положение. Поэтому, как правило, РН собирают вертикально прямо на старте, что в свою очередь уменьшает массу конструкции РН.

Отечественные РН вывозят на старт горизонтально с уже пристыкованным КА. Это, не в последнюю очередь обусловлено геополитическим положением России. Начиная с того, что у нас нет космодромов на берегу теплых морей, куда легко привозить крупные ракетные блоки на баржах, и кончая тем, что температура на стартовом устройстве, как правило, не способствует вертикальной стыковке КА к РН. При необходимости наши РН готовы обеспечить вертикальную стыковку КА, о чем свидетельствует проект «Союз в ГКЦ», в котором РН вывозится на старт горизонтально, переводится в вертикальное положение, а уже затем осуществляется установка космической головной части (КГЧ) с помощью специальной башни обслуживания (рисунок 4.18).

Рисунок 4.18 – Установка КГЧ на вертикально стоящую РН «Союз-2»

Наибольшие нагрузки КА испытывает на участке выведения на орбиту.

На него действуют продольные и поперечные перегрузки, снижается давление под обтекателем, а также возникает акустическое от динамических нагрузок.

График изменения продольных перегрузок приведен на рисунке 4.19. Характер снижения давления под головным обтекателем (ГО) представлен на рисунке 4.20. Акустическое давление в диапазоне от 30 до 2000 Гц составляет в среднем 130…150 дБ.

Рисунок 4.19 – Изменение продольной перегрузки РН «Союз-2»

Рисунок 4.20 – Изменение давления под ГО РН «Союз-2»

Спуск КА происходит в тяжелом тепловом режиме. На спускаемый аппарат (СА) на участке входа в атмосферу действует аэродинамический напор, который приводит к сильнейшему разогреву воздуха в пристеночном слое и нагреву СА.

Расчеты показывают, что для эталонного шара диаметром 1м максимальное значение температуры достигает следующих величин:

при спуске КА с орбиты искусственного спутника Земли (VВХ = км/с) – 2000-3500 С;

при спуске межпланетного КА (VВХ = 11 км/с): для угла входа 6 – С; для угла входа 90 – 6000-8000 С.

Для снижения таких нагрузок траектория спуска КА рассчитывается, а возвращаемым элементам КА (спускаемым аппаратам, капсулам) придается рациональная форма, позволяющая снизить максимальную температуру, а также на них устанавливается мощная теплозащита.

Эти факторы во многом определяют компоновку КА и состав бортовой аппаратуры.

4.3.2 Разреженность среды (космический вакуум) Космический вакуум представляет собой разрежение, существующее в космическом пространстве. Степень космического вакуума (разрежение достигает 10–10 Па на значительном удалении от Земли) весьма высока по сравнению с достигнутым в лабораториях.