В настоящее время космические исследования перешли от отдельных экспериментов к повседневному использованию космической техники. Системы космических аппаратов обеспечивают мировую связь, включая телевидение и Интернет; наблюдения Земли из космоса позволяют вести разведку полезных ископаемых, более надёжно предсказывать погоду и метеорологические катастрофы, следить за экологической обстановкой, и многое другое. Но путь в космос всё ещё труден и опасен. Даже совершенная, сложнейшая космическая техника пока, к сожалению, не может быть абсолютно надёжной. Случались и катастрофы, уносившие жизни героев. Так при спуске с орбиты едва не погиб Юрий Гагарин и трагически закончилось возвращение на Землю лётчика-космонавта СССР Владимира Комарова. Среди всех этапов полёта в космос спуск космического аппарата (КА) остаётся наиболее опасным.
Спуск КА с орбиты в конечном счете заключается в безударной посадке в заданном районе или в заданной точке поверхности Земли. Посадка, при которой относительная скорость сближения с Землей в момент ее достижения не превосходит допустимых пределов, называется мягкой. С методической точки зрения траекторию спуска с околокруговой орбиты можно разделить на четыре характерных участка (рис.1).
|
|
Рис.1 |
Рис.2 |
- участок торможения 1-2, осуществляемого, как правило, кратковременным включением тормозной двигательной установки (ТДУ). Назначение торможения - перевод КА с исходной орбиты ss1, (рис.2) на такую эллиптическую траекторию s1sвх, перицентр которой (точка, наиболее близко расположенная к притягивающему центру) расположен ниже верхней границы плотных слоев атмосферы. Высота верхней границы плотных слоев земной атмосферы (границы входа) составляет 100-120 км.
- участок свободного полета КА 2-3 от момента выключения ТДУ до момента достижения (пересечения) верхней условной границы атмосферы ( заатмосферная часть s1sвх траектории снижения). Движение на этом участке в первом приближении может рассматриваться как движение в центральном поле силы притяжения.
- участок движения в атмосфере 3-4 ( атмосферная часть sвхsn траектории снижения). Это участок от момента прохождения верхней границы атмосферы до момента начала использования посадочных средств: парашютной системы, ТДУ мягкой посадки. На этом участие спускаемый на Землю аппарат испытывает воздействие больших аэродинамических сил, в несколько раз превышающих силу земного притяжения. Этот участок опасен как в смысле перегрузок, испытываемых КА, так и в смысле интенсивности аэродинамического нагрева корпуса КА.
-участок посадки 4-5 (от начала использования посадочных средств до момента приземления).
В зависимости от того, используется или нет на атмосферном участке полета аэродинамическое качество(Сy/Cx- где Сy и Cx аэродинамические коэффициенты ) различают баллистический спуск и управляемый[1].
Под баллистическим понимают спуск без использования аэродинамического качества, а под управляемым - с аэродинамическим качеством. Такое деление является условным и дается лишь с целью, чтобы подчеркнуть наиболее существенную сторону спуска (используется или нет аэродинамическое качество).
При баллистическом спуске участок 3-4 характеризуется аэродинамическим торможением до такой скорости, когда можно ввести в действие парашютную систему, при этом аэродинамическое сопротивление состоит из одной лишь силы лобового сопротивления, а подъемная и боковая силы полностью отсутствуют.
Аэродинамическое торможение уменьшает скорость спускаемого аппарата от первой космической до 150 - 250 м/с.
При этом сила лобового сопротивления делается равной проекции силы земного притяжения на направление движения и спуск становится равномерным. Дальнейшее торможение вплоть до мягкой посадки (скорость приземления несколько метров в секунду) может быть осуществлено с помощью тормозной системы: парашюта, ротора (винт такого типа, как у вертолета), небольшого ракетного двигателя.
Своеобразным методом торможения служит захват спускаемого аппарата самолетом с помощью сети (применялся в CШA в 1960-1962 гг. при спусках с орбиты контейнеров спутников серии "Дискаверер", а так же в 2004 году).
Участок траектории посадки 4-5, в свою очередь, целесообразно разбить на два самостоятельных элемента посадки: торможение с помощью парашютной системы и окончательное торможение с помощью ТДУ мягкой посадки непосредственно перед приземлением.
Более перспективным является планирующий в атмосфере спуск, при котором существует подъемная сила. Планирующий спуск облегчает приземление космонавтов, так как он обеспечивает более медленное торможение, приводящее к уменьшению перегрузки до 3-4 (для баллистического спуска при достаточно малых углах входа в атмосферу она составляет 8-10). Кроме того, при планирующем спуске существует принципиальная возможность управления дальностью и направлением полета в атмосфере, что позволяет, вообще говоря, либо более точно осуществить посадку, либо выбрать район посадки в процессе спуска.
При осуществлении мягкой посадки на поверхность Луны, не имеющей атмосферы, торможение КА осуществляется реактивными двигателями. Такой тип спуска называется реактивным спуском. .
Наконец, принципиально возможен комбинированный спуск в атмосфере, т.е. такой спуск, при котором торможение осуществляется при совместном действии аэродинамических сил и реактивной силы.
В печати сообщалось о практической реализации следующих типов спусков:
- аэродинамического баллистического (корабли "Восток" и "Восход" и др.);
- аэродинамического планирующего (кабины кораблей "Союз" и ДР.)?
- реактивного ("Луна-9И, "Луна-17" и др.).
Краткая характеристика различных типов спуска позволяет сделать вывод о весьма существенном влиянии величины угла входа в плотные слои атмосферы ( ивх на рис.2), на перегрузки и аэродинамический нагрев КА при движении на атмосферном участке траектории снижения (sвхsn).
Очевидно, что величина этого угла зависит от
величины тормозного приращения скорости 
. Для этого необходимо направить
вектор тяги против вектора скорости 
(рис.2), приложив к центру
масс КА некоторый импульс управляющей силы 
. По теореме об
изменении количества движения этот импульс
вызовет изменение скорости, определяемое
соотношением
В этом смысле можно говорить об управляющем
импульсе скорости, понимая под этим приращение
скорости, вызываемое действием импульса силы (·t). Специфика спуска проявляется на
атмосферном участке полёта. Поэтому за исходное
состояние движения примем момент пересечения КА
верхней условной границы атмосферы. Для расчёта
баллистического спуска достаточно задать на
этот момент времени высоту Нвх, скорость 
вх и угол
наклона вектора скорости к местному горизонту 
вх (рис.2).
Основным параметром, характеризующим
интенсивность входа КА в атмосферу, является
угол входа вх. Он
определяет вертикальную скорость входа
Vr=VвхSin вх.
или при малых углах вх
Vr=Vвх· вх.
Например, при Vвх=8000 м/с, вх.= - 0,1 рад. Имеем Vr=
800 м/с. Чем больше угол входа, тем интенсивнее КА
погружается в атмосферу. Погружение в атмосферу
сопровождается возрастанием силы лобового
сопротивления
Q = Cх сV2 S/2, а, следовательно, и перегрузки
nx =Q/mg0= Cх·
(h)·V2 ·S/(2m·g0), где
(h)-
плотность воздуха в зависимости от высоты
Когда перегрузка nх , возрастая,
достигает значения nх = | Sin | с этого момента
начинается торможение (уменьшение скорости).
ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ТРАЕКТОРИЯМ СПУСКА.
Требования к траекториям спуска вытекают из характера решаемой задачи. Если речь идет о спуске обитаемого (пилотируемого) КА, то при этом основным требованием является безопасность. В свою очередь, о безопасности полета при спуске судят по совокупности таких характеристик, как максимальная перегрузка, длительность действия больших (выше определенного уровня) перегрузок, аэродинамический нагрев, максимальные отклонения точки приземления по дальности и в боковом направлении.
Вторая группа требований обусловлена ограниченным запасом топлива на борту КА и сводится к наиболее рациональному использованию имеющихся энергозапасов. Если спускаемый аппарат находится в стадии проектирования, то стремятся удовлетворить всем другим требованиям к траектории спуска при минимально возможных энергозатратах.
Если КА уже создан с определенным запасом рабочего тела для ТДУ на борту, то доминирует требование о минимизации промаха.
Итак, перегрузка, аэродинамический нагрев, промах и энергозатраты - вот перечень важнейших характеристик, которые регламентируются условиями безопасности и экономичности в виде определенных требований.
Необходимо подчеркнуть, что требования минимума перегрузки, нагрева (минимума веса теплозащиты), энергозатрат и, наконец, рассеивания несовместимы (противоречивы). Например, чем круче баллистический спуск (больше угол входа в атмосферу), тем меньше время движения в атмосфере, меньше возмущения траектории спуска и, как следствие этого, выше точность посадки. Однако увеличение углов входа в атмосферу, с одной стороны, сопряжено с увеличением затрат топлива, необходимых для совершения маневра, а с другой стороны, это приводит к возрастанию максимальной перегрузки. Точно так же противоречивы требования минимума энергозатрат и минимального промаха. Поэтому, естественно, возникает вопрос о том, как подойти к обоснованию этих требований.
Обычно поступают следующим образом. Принимают одно из наиболее важных требований в качестве определяющего, например, минимум энергозатрат. Другие же требования при этом формулируют в виде ограничений типа равенств или неравенств. Например, перегрузка при спуске не должна превосходить некоторого допустимого значения, т.е. nх <= nх доп.
Обычно в качестве основного требования выдвигаются в зависимости от характера исследования спуска либо энергозатраты, либо интегральный тепловой поток, либо промах. Для того чтобы правильно задать то или иное ограничение, необходимо знать область возможных изменений этих величин для траекторий спуска. Например, для баллистического спуска наименьшее значение максимальной перегрузки составляет порядка 8, и поэтому некорректно требовать, чтобы перегрузка при баллистическом спуске не превышала, скажем, 4-5. Ограничения должны быть заданы так, чтобы в рамках их выполнимости существовала траектория спуска. Поэтому очень важно знать область допустимых значений параметров, определяющих спуск.
Область допустимых значений параметров спуска принято называть коридором входа. Коридор входа геометрически легко себе представить, если из некоторой точки орбиты (точки схода) построить пучок допустимых траекторий спуска. Однако количественно коридор входа представляется в виде некоторых зависимостей между параметрами спуска.
|
|
Рис.4. Примерная зависимость максимальной перегрузки от аэродинамического качества |
Рис.3. К определению коридора входа КА в атмосферу |
На рис.3 приведены зависимости максимальной перегрузки nх max и некоторого коэффициента, характеризующего интегральный тепловой поток Qy от угла входа в атмосферу для баллистического спуска. На этом рисунке коридор входа представлен допустимым диапазоном углов входа в атмосферу. Левая граница определена из условия безопасного входа (захвата КА атмосферой), а правая - из условия того, чтобы перегрузка при спуске не превосходила nх доп. Если наложить ограничение на интегральный тепловой поток, то этот коридор может стать еще меньше. При Qy = 1,5 левая граница коридора показана пунктирной линией.
О коридоре входа имеет смысл говорить не только для баллистического спуска, но и для спуска с использованием аэродинамического качества.
Маневрирование в атмосфере за счет использования аэродинамического качества позволяет существенно снизить уровень максимальной перегрузки. Изменение максимального уровня перегрузки происходит за счет регулирования с помощью подъемной силы интенсивности погружения КА в атмосферу. Тем самым обеспечивается длительное торможение в более разреженных слоях атмосферы при меньших перегрузках. Примерная зависимость nх max от К=Су/Сх при углах входа от 0 до -2° с низких круговых орбит показана на рис.4.
Если рассмотреть баллистический спуск и спуск с аэродинамическим качеством с одинаковых исходных орбит, то за счет использования качества получим расширение коридора входа. Правая граница отодвигается на большие допустимые углы входа за счет "срезания” пика перегрузки. Относительно левой границы можно сказать следующее. Если на начальном участке входа использовать подъемную силу, направленную от центра Земли, то это будет способствовать выходу КА из атмосферы, вследствие чего левая граница сместится в сторону больших углов входа. Если же на начальном участке не использовать подъемную силу, то левая граница останется без изменения. Наконец, если на начальном участке входа подъемную силу направить к центру Земли, то это будет препятствовать выходу КА из атмосферы (при больших скоростях входа) и устойчивый вход осуществим с меньшими углами входа.
Относительно суммарного теплового потока надо заметить, что в связи с возрастанием продолжительности полета при "срезании" пика перегрузки тепловой поток увеличивается.
Наличие у КА маневренных возможностей, обусловленных максимальной величиной аэродинамического качества, создает объективные предпосылки для оптимизации траектории спуска в атмосфере. Если произвести оптимизацию траекторий спуска при различных ограничениях, то возможно найти максимальный коридор входа.
При оптимизации управления спуском возникают дополнительные ограничения. В частности, аэродинамическое качество не должно превышать Кmax. Кроме того, могут быть наложены ограничения на угол крена и на угол атаки.
Таким образом, совокупность требований, предъявляемых к спуску КА, можно систематизировать в следующем виде:
1. Общие требования к качеству спуска:
- минимум энергозатрат ;
- минимум интегрального теплового потока;
- минимальное рассеивание по дальности и по боку;
2. Ограничения, налагаемые на траекторию спуска и параметры управления:
- по запасу рабочего тела на борту КА;
- по возможной ориентации вектора тяги ТДУ, например, двигатель должен быть ориентирован на Солнце;
- по допустимой перегрузке;
- по допустимому аэродинамическому качеству;
- по углам атаки и крена;
- по допустимому тепловому потоку;
- по безопасности входа.
Литература.
1. Инженерный справочник по космической технике. Военное издательство МО СССР, 1977.