Разработка СА, сочетающего в себе функции отсека КК и самостоятельного атмосферного летательного аппарата, одна из самых сложных задач создания пилотируемого КК. Особенностью полета СА является необратимость происходящих событий, так как начатый спуск прервать практически невозможно, и СА неизбежно пройдет сквозь плотные слои атмосферы и будет приближаться к Земле. Это существенно ужесточает требования к системам и конструкции СА в части их надежности, степени резервирования и обеспечения безопасности экипажа.
Задачи спуска и приземления
На этапе возвращения на Землю главные задачи состоят в торможении СА при полете в атмосфере и в обеспечении его посадки. Граница участков спуска и приземления лежит на высотах 5 - 10 км, ниже которых движение близко к установившемуся и проходит со скоростями 100 - 200 м/с при перегрузках, мало отличающихся от единицы.
Между задачами спуска и приземления существует прямая связь, причем способ посадки выбирается с учетом технических решений по участку спуска. Для КК, форма которых обеспечивает эффективное управление на сверхзвуковых скоростях с выходом в район посадочной полосы, а на дозвуковых режимах - планирование с относительно небольшой вертикальной скоростью, рациональна горизонтальная посадка - самолетный способ посадки, а для СА, имеющих малое аэродинамическое качество (т. е. слабо выраженные несущие способности корпуса) и движущихся на предпосадочном участке почти вертикально, - вертикальная посадка, требующая применения специальных средств торможения (парашюты, двигатели, роторы и т. п.) и дополнительных систем, амортизирующих удар о грунт (воду), что в совокупности обеспечивает допустимые для экипажа условия приземления (приводнения). Вертикальный способ посадки использовался, например, на кораблях «Союз» и «Аполлон».
Аэродинамические характеристики
При движении любого тела в воздухе на него действуют силы давления, зависящие от скорости, плотности воздуха, формы тела и его положения в потоке. Их результирующая (суммарная) сила определяется как интеграл от сил давления по поверхности тела и проходит через точку, называемую центром давления . Интеграл от моментов сил давления относительно точки, называемой центром масс (центром тяжести), дает аэродинамический момент, который может быть представлен как произведение результирующей силы на ее плечо относительно центра масс. При выделенном моменте аэродинамические силы (или их составляющие) рассматриваются как приложение к этому центру. Силы и моменты (рис. 3.10) выражаются через безразмерные аэродинамические коэффициенты:
C и m - безразмерные коэффициенты силы и момента соответственно;
Скоростной напор;
ρ - плотность воздуха;
v - скорость полета;
S - характерная площадь (миделя или крыла);
l - характерный размер (например, длина КА).
Одним из главных параметров СА является аэродинамическое качество - отношение подъемной силы к силе сопротивления
где С Y и С X - коэффициенты подъемной силы Y и силы сопротивления Q соответственно (см. рис. 3.10).
Типичные аэродинамические характеристики осесимметричного СА сегментальной формы показаны на рис. 3.11. В силу влияния аэродинамических возмущений (например, начального угла атаки) возникает движение летательного аппарата вокруг центра масс, что требует решения вопросов статической и динамической устойчивости.
Статическая устойчивость - это свойство летательного аппарата приобретать при выходе из положения равновесия такие аэродинамические моменты, которые вновь возвращают его в это положение. В простейшем случае это возможно, если центр давления находится за центром тяжести (по отношению к передней точке летательного аппарата) и аэродинамическая сила создает восстанавливающий момент. В этом смысле расстояние между центрами давления и тяжести, отнесенное к длине аппарата, обычно называют запасом статической устойчивости , а угол атаки, при котором существует устойчивое равновесие (момент равен нулю, а его производная по углу отрицательна), - балансировочным . Чтобы получить на осесимметричном аппарате сегментальной формы подъемную силу, следует (см. рис. 3.11) придать ему определенный угол атаки, балансировка на котором может быть обеспечена созданием весового эксцентриситета (см. рис. 3.10и3.11).
Динамическая устойчивость - это способность летательного аппарата создавать стабилизирующие моменты в процессе его колебаний вокруг центра масс. При наличии угловой скорости мгновенный угол атаки различен по длине аппарата, что создает некоторый дополнительный момент. Если производная этого момента по угловой скорости отрицательна, то момент демпфирующий, в противном случае - антидемпфирующий. Характеристики динамической устойчивости учитываются при проектировании летательного аппарата и его системы управления.
Траектории спуска и выбор параметров СА
Траектории спуска выбирают с учетом возможностей, создаваемых характеристиками СА, в пределах ограничений по перегрузкам и тепловым режимам, а также требований самой траектории спуска (заданный маневр, точность посадки). Указанные ограничения влияют на характеристики СА и на программы управления его движением. Рассмотрим эти вопросы применительно к задаче спуска с низких околоземных орбит (высоты 200 - 500 км).
Характер траекторий определяется прежде всего параметрами СА, основными из которых являются аэродинамическое качество К (см. формулу (3.3) и баллистический параметр
где m - масса СА.
В расчетах часто используют также параметры:
первый из которых (3.5) является величиной, производной от К и р х, а второй (3.6) характеризует нагрузку на мидель или крыло.
Приведенные параметры определяют соотношение между гравитационными и аэродинамическими силами и являются мерой эффективности или способности последних создавать в полете ускорения, так как
Таким образом, возможности формирования траекторий зависят от выбора аэродинамического качества и баллистического параметра, а управление движением - от их изменения в полете.
На траектории влияют и условия входа в атмосферу, под верхней границей которой (высотой входа) понимают высоту начала заметного влияния аэродинамических сил (100 - 120 км). К этим условиям относят скорость входа (для спуска с орбиты около 7,6 км/с) и угол наклона траектории, или угол входа, определяемые на указанной высоте.
Маневр на участке спуска может быть осуществлен с помощью изменения лобового сопротивления аппарата (коэффициента сопротивления или эффективной поверхности), но только в плоскости траектории, т. е. по дальности. Использование подъемных сил создает возможность маневра как по дальности, так и в боковом направлении.
В зависимости от аэродинамического качества различают следующие характерные виды спуска:
баллистический - без использования подъемных сил, как правило, без управления по дальности и с большим разбросом точек посадки (около ±300 км);
планирующий - с использованием подъемных сил; обычно под ним подразумевают спуск с аэродинамическим качеством (большим 0,7 -1), что создает широкие возможности по маневру и обеспечению точной посадки;
скользящий , или полубаллистический,- это планирующий спуск с малым аэродинамическим качеством (меньшим 0,3 - 0,5), позволяющим снизить перегрузки и обеспечить достаточно точную посадку, хотя и без широкого маневра; этот вид спуска используется на КК «Союз» и «Аполлон».
Перегрузки при с пуске - один из основных траекторных параметров - зависят в основном от аэродинамического качества и угла входа. Для снижения перегрузок, как видно из рис. 3.12, целесообразно увеличение аэродинамического качества до 0,3 - 0,5 (его дальнейшее повышение влияет слабо), а угол входа не должен превышать 2 - 3°.
Тепловые потоки , воздействующие на поверхность С А, зависят от аэродинамического качества и угла входа в атмосферу (рис. 3.13). Для улучшения тепловых режимов важно, чтобы торможение происходило в верхних слоях атмосферы для максимального снижения скорости до наступления пика теплового потока. Это реализуется при баллистическом спуске за счет увеличения аэродинамического сопротивления и снижения нагрузки на мидель, а для СА с большим аэродинамическим качеством - за счет увеличения угла атаки (роста коэффициентов сопротивления и подъемной силы) и снижения нагрузки на несущую поверхность. При скользящем спуске высокий коэффициент сопротивления обеспечивает тупая форма СА, а угол атаки, несколько снижая этот коэффициент, создает подъемную силу.
Во всех случаях в начальной фазе спуска с точки зрения улучшения тепловых режимов важен не режим максимального качества, а максимально возможный рост коэффициентов сопротивления и подъемной силы или снижение нагрузки на характерную площадь.
Переносимость перегрузок при оптимальной позе человека обеспечивается вплоть до значений 25 - 27 ед. (максимальная по траектории спуска величина со временем действия до 5 - 10 с), а работоспособность до 15 ед. Для обеспечения относительного комфорта экипажа и уверенного контроля им полета перегрузки не должны превышать 4 - 6 ед.
Выбор параметров СА определяется прежде всего требованиями по обеспечению переносимости перегрузок, но маневру и точности посадки и по разработке тепловой защиты.
Задача надежного возвращения экипажа на Землю наиболее просто решается путем баллистического спуска с орбиты, при котором перегрузки не превышают 10 ед., а при спасении на участке выведения - 25 ед., т. е. лежат в пределах переносимых значений. Если исходить из обеспечения работоспособности экипажа, аэродинамическое качество должно соответствовать 0,15 - 0,2 при штатном спуске и 0,3 при аварийном с уровнем перегрузок 4 - 5 и 15 ед. соответственно. При этом в случае управляемого спуска с орбиты при располагаемом аэродинамическом качестве 0,3 (с запасом на управление) обеспечивается посадка с достаточной точностью (отклонение в пределах десятков километров). Из условий теплообмена в двух названных видах спуска целесообразно снижение баллистического параметра. Увеличение в этих целях поверхности СА (уменьшение нагрузки на мидель) ведет к неоправданным затратам массы. Более рационально повышение коэффициента сопротивления, что прослеживается в проектах всех разработанных кораблей.
В случаях когда задан специальный маневр на участке спуска, необходимо повышение аэродинамического качества, которое при требовании межвиткового маневра (боковое отклонение 2000 - 2500 км, например, для посадки в одной точке с трех смежных витков) должно быть около 1,5. В то же время повышение аэродинамического качества, способствуя улучшению переносимости перегрузок и точности посадки, ведет к росту массы тепловой защиты, а при развитых несущих поверхностях и к росту массы конструкции. Это сдерживает выбор аэродинамического качества выше значения, необходимого для решения задач спуска.
Способ управления движением определяется принятым методом регулирования подъемной силы в полете. Балансировочный угол атаки и аэродинамическое качество можно изменять (см. рис. 3.11) поперечным смещением центра тяжести за счет передвижения больших масс внутри СА (для «Союза» около 150 кг), что нерационально. При использовании в тех же целях реактивных двигателей непомерно возрастают расходы топлива, а создание аэродинамических рулей эффективно только для крылатых схем.
Широкое распространение получил способ управления путем разворотов СА по крену при постоянном балансировочном угле атаки, не требующий больших управляющих моментов. При нулевом угле крена подъемная сила направлена вверх в плоскости траектории, а при повороте отклоняется в сторону, изменяя вертикальную составляющую, что обеспечивает управление по дальности. Изменение горизонтальной составляющей, включая перевод аппарата с правого на левый крен и наоборот, используется для управления в боковом направлении. Этот способ применяется и в нештатных ситуациях. Так, при отказе системы управления подъемная сила может оказаться направленной вниз, что приведет к недопустимому возрастанию перегрузок, исключить которое можно вращением аппарата по крену (режим закрутки). В этом случае среднее значение подъемной силы равно нулю, т. е. идет баллистический спуск.
Управление при спуске необходимо для того, чтобы движение шло по принятой траектории с заданной точностью. Источниками отклонения траектории от расчетной могут быть ошибки в условиях входа (угол, скорость, координаты), случайные изменения плотности атмосферы и ветровые воздействия, ошибки в определении аэродинамических характеристик и другие факторы. Система управления опирается на измерения текущих траекторных параметров и определяет по ним управляющие воздействия, реализуемые через принятый способ управления (развороты по крену); на точность ее работы влияют инструментальные и методические погрешности.
Схема спуска с малым аэродинамическим качеством, используемая на КК «Союз», который всегда приземляется на территории СССР, начинается с ориентации КК для торможения. В расчетной точке над Атлантическим океаном двигательная установка сообщает КК тормозной импульс 100-120 м/с, после чего дальнейшее движение происходит по переходному эллипсу с углом входа около 1,5° с сохранением ориентации. После разделения КК его СА разворачивается так, чтобы в прогнозируемой точке входа в атмосферу угол атаки соответствовал балансировочному, а угол крена (около 45°) обеспечивал бы расчетное эффективное качество. При появлении аэродинамических сил (перегрузка около 0,04 ед.) начинается управление движением, при этом развороты по крену и демпфирование колебаний по тангажу и рысканью осуществляются с помощью микрореактивных двигателей. Максимальные перегрузки при спуске лежат в диапазоне 3 - 4 ед., а время полета от входа до высоты 9,5 км (ввод парашюта) составляет около 10 мин.
В нештатных ситуациях предусмотрен переход на баллистический спуск"(перегрузки до 9 ед.) путем закрутки СА по крену с угловой скоростью 12,5 град/с. Спускаемый аппарат статически устойчив в круговом смысле и способен прийти к расчетному углу атаки даже при нарушении начальной ориентации.
Спуск при входе в атмосферу со второй космической скоростью
Скорость подлета к Земле при возвращении от Луны близка ко второй космической, а в межпланетных полетах превышает ее. При этих условиях возможен переход на низкую околоземную орбиту с последующим спуском, что невыгодно в энергетическом смысле, поэтому более практична схема прямого входа в атмосферу со второй космической скоростью. Такая схема была принята для КК-станций «Зонд» и КК «Аполлон».
Коридор входа (рис. 3.14) представляет собой зону между двумя предельно допустимыми траекториями входа, из которых верхняя определяется по условию захвата СА атмосферой с исключением полета по промежуточной орбите (первое погружение должно привести к скорости, меньшей первой космической), а нижняя - по перегрузкам, принятым как предельно допустимые. Границы коридора входа выражаются через высоты условного перигея или углы входа.
Аэродинамическое качество при управляемом спуске позволяет расширить коридор входа и повысить точность посадки. Схема движения строится так, что при верхних отклонениях по высоте подъемная сила прижимает СА к Земле, вводя его в нужный коридор траекторий, а в случае крутого входа поднимает траекторию вверх, предотвращая чрезмерный рост перегрузок. Кроме того, аэродинамическое качество может быть направлено на выполнение маневров по дальности и в боковом направлении. Так, при разработке КК-станций «Зонд» задача посадки на территорию СССР при трассах, проходящих через Индийский океан с юга на север, решалась практически только с использованием аэродинамического качества для достижения нужной дальности полета и приемлемой точности посадки.
При входе в атмосферу со второй космической скоростью достаточно аэродинамическое качество в пределах 0,3 - 0,5; для СА КК-станции «Зонд» оно было принято равным 0,3, а коридор входа - равным 20 км по высоте условного перигея (средння высота 45 км) с учетом ограничений по резервному баллистическому спуску.
Траектории спуска при входе в атмосферу в пределах принятого коридора входа имеют два характерных участка: первое погружение, когда скорость снижается до значения, меньшего чем первая космическая, и второе погружение, мало отличающееся от спуска с орбиты, причем при крутых траекториях участки сливаются. Кривые перегрузок по времени имеют два пика, соотношение между которыми изменяется в зависимости от начальных условий. Средний уровень перегрузок 5 - 7 ед., а при резервном баллистическом спуске - 15 - 16 ед. При управлении дальностью полета принципиальное значение имеет формирование траектории при выходе из первого погружения (или на этапе снижения скорости до первой космической); например, для СА станции «Зонд» повышение угла выхода нам давало увеличение дальности на 2500 км. Управление на втором погружении малоэффективно, и при К = 0,3 обеспечивается в пределах ±350 км.
Тепловая защита работает в существенно более напряженных условиях, чем при спуске с орбиты (см. раздел 3.3), что вызывает повышение к ней требований и увеличение ее массы на 20-30%. При разработке тепловой защиты необходимо учитывать наличие двух пиков нагрева и фактор частичного охлаждения конструкции в интервале времени между ними.
Форма СА
Для КК «Восток» были приняты сферическая форма и баллистический спуск. Особенностью сферической формы является то, что суммарная аэродинамическая сила всегда проходит через геометрический центр, и на всех режимах полета уверенно обеспечивается статическая устойчивость СА. Для КК «Меркурий», также снижавшихся по баллистической траектории, была принята форма с передним сферическим сегментом, боковой конической поверхностью (полуугол конуса 20°) и цилиндром в хвостовой части (см. рис. 3.7, а). Аналогичную форму имела и возвращаемая капсула КК «Джемини», но путем смещения центра тяжести она была сбалансирована на угле атаки, соответствовавшем аэродинамическому качеству около 0,2.
В процессе подготовки к работам по кораблю «Союз» в нашей стране были проведены проектно-теоретические исследования СА различных форм и их возможностей, направленные на поиск наиболее рациональных методов спуска и приземления. Рассматривались СА баллистического спуска и с аэродинамическим качеством в широком диапазоне, включая крылатые схемы, а также изучались особенности вертикального и горизонтального (самолетного) способов посадки. Исследования показали необходимость управления движением в атмосфере, достаточность аэродинамического качества около 0,3 как для спуска с орбиты, так и для входа в атмосферу со второй космической скоростью, нерациональность использования в целях возвращения экипажа на Землю крылатых схем в силу больших потерь масс на их реализацию. В результате исследований для КК «Союз» был принят управляемый спуск с малым аэродинамическим качеством и вертикальный способ посадки. Анализ вариантов аэродинамической компоновки завершился выбором формы спускаемого аппарата типа «фара» (рис. 3.15,а), передняя поверхность которой представляла собой сферический сегмент, а коническая боковая плавно переходила в донную полусферу. При этом было решено балансировочный угол атаки обеспечивать весовым эксцентриситетом, а управление движением - разворотами по крену. Одновременно был работай способ перехода в баллистический спуск путем крутки СА.
Аналогичные принципы были независимо разработаны американскими специалистами и положены в основу решений по спуску КК «Аполлон». Форма его командного отсека (рис. 3.15,6) также имела переднюю сегментальную поверхность и боковой конус, но с увеличенным углом полураствора, и обеспечивала аэродинамическое качество около 0,45. Спускаемые аппараты КК «Союз» и «Аполлон» относятся к аппаратам малого аэродинамического качества.
Осесимметричные формы с передним сферическим сегментом получили название сегментальных. Наиболее характерным примером их применения является СА кораблей «Союз» и «Аполлон». У них радиус кривизны переднего сегмента (см. рис. 3.15) примерно равен диаметру миделя, что обеспечивает при сверхзвуковых скоростях высокий коэффициент сопротивления и хорошую статическую устойчивость при балансировочных углах атаки, но существенно отличаются формы боковой и донной поверхности. Малый угол полураствора конуса СА корабля «Союз» в сочетании с развитой верхней сферической поверхностью дает высокий коэффициент объемного заполнения (отношение объема в степени 2/3 к площади миделя) и позволяет получить круговую статическую устойчивость. Форма СА корабля «Аполлон», проигрывая в этом плане, имеет затененную боковую поверхность, что повышает аэродинамическое качество и улучшает условия защиты от нагрева. Обе формы СА проверены при спусках с первой и второй космическими скоростями и подтвердили рациональность их применения.
Основные варианты аппаратов для спуска в атмосфере, типы их форм и особенности приведены в табл. 3.1.
Тепловая защита
Для защиты СА от аэродинамического нагрева применяются твердые материалы, достаточно стойкие к тепловому и механическому воздействию потока и образующие вместе с тепловой изоляцией внешний слой конструкции СА; этот слой называют тепловой защитой , а материалы - теплозащитными .
Среди возможных вариантов тепловой защиты следует назвать излучательные системы, системы с теплопоглощением и абляционные системы. Излучательные системы основаны на применении внешней тонкой оболочки из высокотемпературного материала, которая, будучи нагретой, излучает в пространство тепло, уравновешивающее поток тепла от аэродинамического нагрева. Максимальная допустимая рабочая температура материала оболочки ограничивает условия применения тепловой защиты по поступающему потоку тепла. Защита такого типа была использована на КК «Меркурий», боковая коническая поверхность которого была покрыта черепицей из никель-кобальтового сплава толщиной 0,4 - 0,8 мм со слоем теплоизоляции под ней.
Системы с теплопоглощением не только излучают тепло, но и накапливают его в материале, теплоемкость которого должна быть высокой, а слой толстым. Такая система применялась на КК «Меркурий» в более теплонапряженной зоне на боковой цилиндрической поверхности с использованием пластин из бериллия толщиной около 5,5 мм.
Абляционные системы (абляция - потеря массы при нагреве) допускают разрушение внешнего слоя и частичный унос массы тепловой защиты. Происходящие при этом процессы сложны и зависят от применяемого материала. При использовании органического пластика его внешний слой под воздействием тепла подвергается пиролизу, в результате чего появляется коксовый остаток и выделяются газообразные продукты. С течением времени коксовый слой увеличивается и зона разложения опускается в глубину материала. При разложении пластика поглощается значительная часть поступающего тепла, образующиеся газы вдуваются через пористый остаток в пограничный слой, деформируя его. и снижая конвективный поток, а высокотемпературный коксовый слой, кроме того, излучает тепло. Процесс сопровождается уносом части коксового слоя из-за механического воздействия со стороны потока и догоранием газообразных продуктов. Теплоизоляция корпуса СА обеспечивается непрококсованным слоем абляционного материала и слоем легкого теплоизолятора, если он установлен под первым.
Применяют комбинированные и сублимирующие абляционные материалы. В первом случае в материал вводится наполнитель (например, стеклянный), который усиливает коксовый слой, а на поверхности плавится и частично испаряется. Материалы такого рода имеют повышенную плотность и прочность. Сублимирующие материалы (например, типа фторопласта) не образуют коксового остатка, при нагреве переходят из твердой фазы в газообразную и имеют относительно низкую температуру сублимации и малый теплоотвод излучением.
Абляционные материалы применялись для лобовых теплозащитных экранов всех СА, а также на боковой поверхности СА всех отечественных КК и американского КК «Аполлон». В частности, на спускаемом аппарате КК «Союз» лобовой щит выполнен из абляционного материала с наполнителем в виде асбестовой ткани, а боковая теплозащита представляет собой трехслойный пакет из сублимирующего материала типа фторопласта, плотного абляционного материала типа стеклотекстолита, создающего прочную оболочку, и теплоизолятора в виде волокнистого материала с легкой связующей пропиткой. При этом поперечные срезы теплозащиты (люки, стыки и т. д.) закрыты окантовками из плотного абляционного материала. Такая теплозащита проста по конструкции и технологична.
На КК «Аполлон» использовался абляционный материал, которым заполнялась сотовая конструкция на основе стеклоткани, приклеенная к корпусу СА.
Толщина тепловой защиты по поверхности СА, как правило, неравномерна и выбирается с учетом распределения тепловых потоков и заданной температуры корпуса СА. Так, на КК «Аполлон» толщина защиты лежит в диапазоне от 8 до 44 мм.
В конструкции теплозащиты должны учитываться свойства материалов в части линейных расширений при нагреве.
Компоновочная схема
Целью разработки компоновочной схемы является рациональное размещение экипажа, оборудования и основных элементов конструкции в рамках выбранной для СА формы при условии выполнения требований по его центровке и минимизации массы, функциональных требований и ограничений, а также решения вопросов технологичности и эксплуатации (агрегатирование, доступ к оборудованию и т. п.). В процессе поиска компоновочной схемы определяются или уточняются геометрические размеры СА и детали его аэродинамической компоновки.
В качестве примера рассмотрим основы построения компоновочной схемы спускаемого аппарата КК «Союз». Как известно, наилучшая переносимость перегрузок обеспечивается при их воздействии в направлении «грудь - спина» при угле 78° между линией спины и вектором силы. Поэтому с учетом отклонения суммарной аэродинамической силы (см. рис. 3.10) кресла по линии спины установлены под углом 70° к оси СА. Они имеют индивидуальные ложементы, привязную систему и амортизатор, снижающий перегрузки при приземлении, движение вдоль которого (рабочий ход 250 мм) сопровождается поворотом кресла вокруг шарнира, расположенного в районе ног космонавта (рис. 3.16). Перед посадкой амортизатор «взводится» (поднимая кресло в верхнее положение), чем подготавливается к работе. При выбранной позе космонавта обеспечивается переносимость и всех других перегрузок в полете (работа РН, ввод в поток парашютов и т. д.).
При наличии двух обитаемых отсеков СА должен иметь минимальные размеры (см. раздел 3.4), причем определяющим в этом отношении является диаметр корпуса в зоне установки кресел. КК «Союз» проектировался как трехместный, и наиболее компактной оказалась схема размещения кресел «веером» (см. рис. 3.16). Между креслами вдоль образующей конической поверхности по соображениям центровки были установлены два контейнера парашютных систем; при высокой плотности укладки (0,5 - 0,6 кг/л) и большой массе они способствуют созданию нужного бокового смещения центра тяжести СА. На основе такой схемы и с учетом возможностей размещения оборудования в подкресельной зоне и на стенках кабины был определен (как минимально допустимый) и принят диаметр металлического корпуса СА, равный 2 м.
В спускаемом аппарате КК-«Союз» перед космонавтами, находящимися в креслах, установлена центральная приборная доска (см. рис. 3.16), по краям которой размещены командно-сигнальные устройства, ниже приборной доски - оптический прибор для наблюдения при стыковке и для ручной ориентации КК, а справа и слева от кресел - обзорные иллюминаторы; ручки управления установлены на центральном кресле. Основная часть оборудования размещена на приборных рамах переднего днища, на котором также установлены двигатели мягкой посадки, закрытые при спуске лобовым щитом, сбрасываемым на участке парашютирования. Парашютные системы уложены в герметичных контейнерах и вводятся в поток при сбросе их крышек. Спускаемый аппарат имеет быстрооткрывающийся люк, в тепловой защите которого смонтирована щелевая антенна. Реактивные двигатели малых тяг и питающие их баки с однокомпонентным топливом установлены снаружи гермоконтура.
В двухместном КК «Союз» на месте левого кресла устанавливается рама с баллонами и арматурой для подачи воздуха в скафандры в случае разгерметизации КК.
В орбитальном полете СА и орбитальный отсек соединены между собой, а их стык уплотнен так, что образуется единый гер-моконтур. Перед спуском они разделяются с помощью пироуст-ройств. С переходным отсеком (см. рис. 3.8) СА связан металлическими стяжками, проходящими через лобовой щит, внешние концы которых при разделении КК освобождаются пирозамками переходного отсека.
Выбор компоновочной схемы и размеров СА космического корабля «Союз» был подчинен требованию максимальной компактности, что делало инженерный поиск особенно сложным. Опыт эксплуатации КК подтвердил рациональность принятых решений и соответствие технических характеристик СА задачам полетов.
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).
|
|
Участок торможения 1-2, осуществляемого, как правило, кратковременным включением тормозной двигательной установки (ТДУ). Назначение торможения - перевод КА с исходной орбиты ss 1 , (рис.2) на такую эллиптическую траекторию s 1 s вх, 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 s 1 s вх 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 s вх s n 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(С y /C x - где С y и C x аэродинамические коэффициенты) различают баллистический спуск и управляемый.
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-9 И, "Луна-17" и др.).
Краткая характеристика различных типов спуска позволяет сделать вывод о весьма существенном влиянии величины угла входа в плотные слои атмосферы (и вх на рис.2), на перегрузки и аэродинамический нагрев КА при движении на атмосферном участке траектории снижения (s вх s n).
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 Н вх, 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
V r =V вх Sin вх.
или при малых углах вх
V r =V вх · вх.
Например, при V вх =8000 м/с, вх. = - 0,1 рад. Имеем V r = 800 м/с. Чем больше угол входа, тем интенсивнее КА погружается в атмосферу. Погружение в атмосферу сопровождается возрастанием силы лобового сопротивления
Q = C х сV 2 S/2 , а, следовательно, и перегрузки
n x =Q/mg 0 = C х ·(h)·V 2 ·S/(2m·g 0), где
(h )- плотность воздуха в зависимости от высоты
Когда перегрузка n х , возрастая, достигает значения n х = | 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. n х <= n х 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.
На рис.3 приведены зависимости максимальной перегрузки n х max и некоторого коэффициента, характеризующегоинтегральный тепловой поток Q y 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 n х доп. Если наложить ограничение на интегральный тепловой поток, то этот коридор может стать еще меньше. При Q y = 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 n х max от К=С у /С х 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 К max. 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.
В этом году весь мир отмечает пятидесятилетие первого полета человека в космос. Начало космической эры стало победой человеческой мысли во многих областях науки и техники. Одной из самых важных и трудноразрешимых задач была защита космического аппарата от перегрева при возвращении на Землю.
Всем известно, что космические тела небольших размеров, падающие на Землю из космоса, полностью или почти полностью сгорают а плотных слоях атмосферы. Высокие скорости, входящих в атмосферу космических аппаратов, приводят к тому, что в набегающем потоке воздуха у передней их кромки развиваются температуры, достигающие 7000-8000°С. Нет в природе материала, способного выдержать такую температуру. Но сохранить поверхность корабля можно.
Первый фактор, помогающий сберечь космический спускаемый аппарат - ограниченное время спуска. Тепловые потоки, поступающие на то или иное тело, разрушая его, тем не менее, могут не успеть закончить эту "работу" прежде, чем спуск прекратится. Именно этот эффект и используется: при тепловой защите космических аппаратов. С этой целью на корпус с внешней стороны наносится специальное покрытие, которое при аэродинамическом нагреве разрушается , поглощая при этом некоторое количество тепла. Поскольку величина теплового потока, поступающего при спуске аппарата на единицу его площади, вполне определенная, можно выбрать толщину теплозащитного покрытия таким образом, что при его разрушении этот поток будет полностью поглощен, а основной корпус аппарата остается неповрежденным. Метод тепловой защиты, основанный на заранее предусмотренном процессе разрушения материала, поглощающего при этом тепловой поток, называется абляционным охлаждением. Возможность его применения в основном определяется существованием материалов, способных при своем разрушении поглощать значительное количество тепла и в то же время иметь сравнительно небольшую удельную плотность и удовлетворительную прочность.
Начиная с середины 50-х годов, когда перед специалистами по ракетной технике встал вопрос о теплозащите возвращаемых головных частей ракет, были разработаны специальные пластмассы на основе феноло-формальдегидных смол, обладающие хорошими теплопоглощающими свойствами. В начале 60-х годов были разработаны также новые материалы на основе эпоксидных смол, которые хоть и не показывали хороших абляционных свойств, зато обладали хорошими механическими и технологическими характеристиками. Кроме стекловолокна, в настоящее время находят применение асбестовые, угольные, кварцевые, графитовые и некоторые другие типы волокон.
Для изготовления теплозащитных экранов возвращаемых космических аппаратов широко используются армированные пластмассы. Несмотря на небольшую удельную плотность пластмасс, масса этих экранов оказывается значительной, поэтому, для ее уменьшения желательно выбирать форму спускаемого отсека с меньшей площадью поверхности, подверженной сильным тепловым нагрузкам. Для этой цели достаточно хорошо подходит полусфера , которую нередко и используют на практике.
Например, спускаемый аппарат (зонд) станций типа "Венера" имеет сферическую форму и снабжен несколькими слоями теплозащитного покрытия, часть которого разрушается при аэродинамическом торможении, а оставшаяся часть предохраняет аппаратуру зонда от действия высоких температур Венеры, достигающих на ее поверхности 280 °С. С тепловой точки зрения, обеспечить сохранность материальной части аппаратов, спускаемых на поверхности других планет, существенно сложнее, чем при спуске с околоземной орбиты. Это объясняется тем, что "инопланетные" аппараты входят в атмосферу планет с более высокой, второй космической скоростью.
Для решения проблемы теплозащиты космических аппаратов при их спуске в атмосфере планет приходится учитывать и некоторые баллистические особенности полета. Например, зонд для спуска в атмосфере Юпитера целесообразно направлять по пологой траектории, так чтобы точка входа лежала вблизи экватора планеты, а зонд двигался по направлению ее вращения. Это позволит уменьшить скорость движения аппарата относительно атмосферы планеты, а значит, и уменьшить нагрев его конструкции. Конфигурация зонда выбрана такой, чтобы он начинал тормозиться по возможности на больших высотах, где атмосфера еще имеет значительное разрежение. Баллистических особенностей, связанных с нагревом космических аппаратов при их спуске, достаточно много, и выбор оптимальной траектории полета можно по праву считать одним из методов тепловой защиты.
Особенно сложной проблема теплозащиты оказывается для космических аппаратов многоразового использования. Их развитые поверхности приводят к весьма большой массе абляционного теплозащитного покрытия. Кроме того, требование многоразового использования ставят, вообще говоря, задачу о разработке материалов, способных выдерживать возникающие тепловые нагрузки без разрушения. Например, максимальные температуры на поверхности корпуса американского космического корабля многоразоваго использования составляют 1260-1454°С. Рабочая температура алюминиевого сплава, из которого изготавливается корпус, должна поддерживаться не выше 180°С. Но и такая величина неудовлетворительна для экипажа и приборов аппарата. Дальнейшее ее снижение требует применения дополнительных мер: повышение внутренней теплоизоляции кабины, теплоотвода с помощью системы терморегулирования и т.д.
Фактически, вся поверхность аппарата разделена по уровню температур на четыре зоны, в каждой из которых используется свое покрытие. На носовом обтекателе и носках крыла аппарата, где температуры превышают 1260°С, применен материал из углерода, армированного углеродным волокном. В процессе возвращения аппарата на Землю этот материал разрушается, и его необходимо заменять новым перед каждым последующим полетом. Там, где температура не превышает 371°С, используется гибкое теплозащитное покрытие многократного применения. На участках, где температура поверхности составляет 371-649°С, применяется; также повторно используемое покрытие, состоящее из аморфного кварцевого волокна 99,7%-ной чистоты, к которому добавляется связующее — коллоидная двуокись кремния. Теплозащита части корпуса с температурой 649— 1260°С осуществляется также с помощью повторно используемой изоляции. Отличие состоит в размерах плитки (152x152 мм при толщине, находящейся в диапазоне 19-64 мм).
Следует отметить, что требования к теплозащитным покрытиям многоразового корабля довольно разнообразны и очень сложны. Так, например, эти покрытия должны обладать вполне определенными оптическими свойствами,
что необходимо для поддержания их температурного режима в орбитальном полете и на участке спуска. Они должны выдерживать большие динамический нагрузки при входе аппарата в плотные слои атмосферы. Для решения этой задачи материал делается пористым — пустоты занимают 90% объема плитки. В результате давление в плитках всегда равно давлению окружающей среды, поэтому все аэродинамические нагрузки передаются на обшивку основной конструкции корабля.
В данной заметке мы лишь коснулись проблем теплозащиты космических кораблей, стараясь показать какие основные решения проблемы были предложены в процессе конструирования первых спускаемых аппаратов. Наука не стоит на месте, новые решения и новые материалы помогут сделать явью самые смелые мечты человечества об освоении космоса.
Основные материалы для статьи заимствованы из книги Салахутдинова Г.М. «Тепловая защита в космической технике», опубликованной на портале www.astronaut.ru
Вход в атмосферу не может происходить чересчур круто, так как при этом участок торможения будет мал, время торможения коротко, нарастание плотности атмосферы происходит слишком стремительно. В результате космический аппарат или корабль с людьми на борту испытает слишком большие перегрузки, что может вызвать разрушение аппаратуры или - и это главное - гибель космонавтов. По существу, «крутыми» приходится считать почти все траектории возврата с Луны, перигеи которых лежат под поверхностью Земли. Самой «крутой» является, естественно, прямолинейная (вертикальная) траектория.
Войдя в атмосферу, космический корабль под действием ее сопротивления сходит с кеплеровой траектории и опускается ниже. Поэтому перигеи, о которых говорилось, фактически не достигаются даже в том случае, когда они лежат над земной поверхностью. Их называют условными.
Если условный перигей расположен слишком высоко над поверхностью Земли, то космический корабль встретит лишь слабое сопротивление разреженных слоев атмосферы, которое окажется недостаточным для того, чтобы заставить его опуститься на Землю. В результате он, потеряв небольшую часть скорости, вырвется в заатмосферное пространство и превратится в спутник Земли с большой эллиптической орбитой. Завершив один оборот, он снова войдет в атмосферу и, потеряв еще часть скорости, снова выйдет на эллиптическую орбиту, уже меньшего размера и несколько иначе расположенную. Апогей приблизится к Земле, перигей тоже приблизится, но очень слабо, а большая ось орбиты повернется на некоторый угол (на рис. 100 этот поворот преувеличен) из-за того, что направление выхода из атмосферы несколько отклонено от направления входа. Большое количество таких «тормозных эллипсов» позволяет в принципе постепенно погасить всю огромную скорость первоначального входа в атмосферу .
Недостатком метода тормозных эллипсов является то, что его использование делает почти невозможным предварительный выбор места посадки, а главное - требует долгого времени торможения. Кроме того, периодическое пересечение зон радиации оказывается опасным для здоровья космонавтов и неприемлемым для возврата на Землю с Луны и планет. Поэтому повторный выход в заатмосферное пространство со скоростью, превышающей круговую, нежелателен.
Тем не менее метод «тормозных эллипсов» (или метод «затухающей эллиптической орбиты») иногда рассматривается как возможный вариант спуска в случае аварийной ситуации .
Перигей траектории возвращения не должен лежать слишком высоко. Но он, как мы видели, не может быть и слишком низок. Следовательно, вход в атмосферу при возврате с Луны может происходить лишь в узком коридоре, нижняя граница которого определяется максимально допустимыми перегрузками, а верхняя - требованием уменьшения скорости по крайней мере до местной круговой, чтобы торможение закончилось при первом же входе в атмосферу (рис. 101) .
Рис. 100. Метод «тормозных эллипсов».
Рис. 101. Коридор входа в атмосферу: 1 - траектории опасных перегрузок, 2 - «сквозные» траектории, не приводящие к спуску («зона незахвата»).
Для возвращения на Землю необходимо попасть в намеченный узкий коридор. Под шириной коридора понимается разность высот условных перигеев двух граничных кеплеровых траекторий. Она настолько мала, что на обратном пути к Земле, безусловно, необходима коррекция траектории.
В самом деле, если считать, что коэффициент максимально допустимой перегрузки не должен превышать 10, то при входе в атмосферу со второй космической скоростью ширина коридора должна составить всего лишь 10 км. Примерно такие значения указываются в ряде работ .
Существует, однако, способ спуска, позволяющий расширить коридор входа и обладающий еще рядом преимуществ. Это уже знакомый нам планирующий спуск, или спуск с аэродинамическим качеством.
Планирующий аппарат может представлять собой капсулу в форме затупленного конуса, повернутого на угол атаки, или конуса с пологим продольным срезом (аэродинамическое качество как у американских кораблей «Джеминай» и «Аполлон»), или иметь несущий корпус (аэродинамическое качество 1 и более), или иметь крылья (аэродинамическое качество больше 2) .
Допустим, что аппарат с аэродинамическим качеством вошел в атмосферу ниже «границы недолета» (нижней границы коридора входа), какой она должна была бы быть при баллистическом входе. Траектория в этом случае отклонится вверх, и аппарат сможет совершить посадку, медленно снижаясь, так что перегрузки не будут чрезмерными. Таким образом, нижняя граница коридора входа опустится .
Верхнюю границу коридора входа («границу перелета») можно еще повысить аналогичным образом. Планирующий аппарат, оказавшись выше этой границы, сможет все же остаться в атмосфере, если будет создана отрицательная подъемная сила (планер летит «вверх ногами»), стремящаяся прижать аппарат к Земле . Когда опасность ухода в заатмосферное пространство минует, необходимо будет снова сделать подъемную силу положительной. Для этого планирующий аппарат должен перевернуться вокруг своей продольной оси .
Таким образом, в случае планирующего спуска ширина коридора входа определяется как разность высот двух условных перигеев: первый соответствует траектории, являющейся «границей захвата» (вылет из атмосферы со скоростью, близкой к круговой), когда используется отрицательная подъемная сила; второй соответствует траектории, на которой максимальная перегрузка является предельно допустимой, причем предполагается использование положительной подъемной силы.
Если обозначить ширину коридора входа через то для нее может быть указана следующая приближенная формула :
Здесь а - безразмерная скорость входа в атмосферу, т. е.
скорость входа, отнесенная к местной круговой скорости аэродинамическое качество входящего в атмосферу аппарата; птах - максимально допустимый коэффициент продольной перегрузки, т. е. перегрузки в направлении движения (именно она, а не поперечная перегрузка и представляет опасность); радиус Земли; X - так называемый «логарифмический декремент плотности», показывающий быстроту убывания плотности воздуха в атмосфере с высотой.
В связи с последним обозначением заметим, что изменение плотности с высотой над поверхностью Земли может быть приближенно записано в виде -плотность атмосферы на уровне моря), причем эта зависимость неплохо отражает истинное положение вещей до высоты Величина X имеет размерность Обратная ей величина называется «масштабным коэффициентом плотности» и имеет простой физический смысл: она показывает высоту в километрах, при подъеме на которую плотность воздуха уменьшается в раза. Для Земли .
Собственно говоря, формулы для можно было бы упростить, учитывая, что для Земли и что при возвращении из района Луны но мы этого не делаем, так как формула для ширины коридора входа I носит универсальный характер: она справедлива для входа в атмосферу любой планеты со скоростью, превышающей местную круговую.
Любопытно, что, как видно из приведенной формулы, ширина коридора зависит от быстроты изменения плотности атмосферы с высотой, но не от конкретного значения плотности, скажем, у поверхности планеты. Она зависит от отношения подъемной силы к силе лобового сопротивления, но не от конкретных значений этих сил и не от массы аппарата.
Заметим, что формула справедлива для случаев, когда вход совершается с не слишком малым аэродинамическим качеством. Ею, в частности, нельзя пользоваться для вычисления ширины коридора баллистического входа.
Использование подъемной силы позволяет значительно увеличить ширину коридора входа по сравнению с его шириной при баллистическом спуске по данным ). Кроме того, оно дает возможность дополнительного (в частности, бокового) маневрирования в атмосфере, что позволяет с гораздо большей точностью совершить посадку . Если понадобится, может быть осуществлено рикошетирование с целью увеличения дальности полета. При повторном (после рикошетирования) погружении в атмосферу с помощью подъемной силы могут быть скомпенсированы ошибки предыдущего выхода из атмосферы. Если номинальная дальность с рикошетированием составляет
то аппарат с аэродинамическим качеством 0,4 может увеличить или уменьшить эту дальность на а в случае аэродинамического качества -даже на
По сравнению с баллистическим спуском спуск с аэродинамическим качеством приводит к резкому снижению перегрузок, так как торможение растягивается на значительно больший промежуток времени.
Так как вблизи верхней границы коридора входа среда сильно разрежена, то для создания отрицательной подъемной силы нужной величины могут понадобиться слишком большие крылья. Поэтому возможно, что ту же цель повышения границы выгоднее будет достичь искусственным увеличением сопротивления с помощью тормозных устройств типа парашютов, выдерживающих высокие температуры .
С другой стороны, в конце спуска, когда скорость планирующего аппарата сильно снижается, несущий корпус делается неэффективен, и поэтому на последнем этапе мягкая посадка совершается с помощью парашютов или ракетного двигателя. Космические же планеры, обладающие аэродинамическим качеством порядка 3-4, могут садиться на беговые дорожки, как это и предусмотрено для орбитальных самолетов (например, «Шатл»).
В Советском Союзе были впервые возвращены на Землю автоматические аппараты, облегевшие Луну или побывавшие на ее поверхности.
Преодолеть силу земного тяготения, пробить толщу воздушной оболочки и достигнуть космического пространства - задача не из легких. А как вернуться из космоса обратно на Землю?На первый взгляд кажется, что спуск космического корабля на Землю должен быть значительно проще подъема. Все хорошо знают: тяжело идти в гору, а с горы легче. К сожалению, эта простая и очевидная истина оказывается не совсем верной, когда имеешь дело со спуском с «космической горы». Мы рассматривали устройство обитаемого космического корабля, пригодного для совершения длительных полетов в космическом пространстве. Он состоит из двух главных частей: орбитального отсека и так называемого спускаемого аппарата (его еще называют возвращаемым аппаратом). Помимо этого, на корабле имеются тормозной двигатель, солнечная батарея и ряд других систем. Все эти составные части корабля доставляются в космическое пространство с Земли. А вот на Землю возвращается не весь корабль, а только небольшая часть его, та, которая называется спускаемым аппаратом.
Перед тем как начинать спуск на Землю, все члены экипажа космического корабля переходят в спускаемый аппарат. В нем же размещена аппаратура, необходимая для поддержания жизнедеятельности экипажа, а также материалы наблюдений, проведенных экипажем в соответствии с планом полета. Остальные части корабля в надлежащий момент отстыковываются от спускаемого аппарата и через некоторое время падают на Землю. Выражение «падают на Землю» не совсем точно. Части космического корабля, «падающие на Землю», не достигают поверхности Земли. Проходя через плотные слои воздуха, они нагреваются и сгорают, подобно тому как сгорают железные и каменные метеориты, попадающие в атмосферу Земли.
Человек побывал уже не только в околоземном космосе, на расстоянии 200 - 300 км от поверхности Земли, но и в так называемом дальнем космосе. Условия спуска на Землю космических кораблей, возвращающихся из дальнего и ближнего космоса, неодинаковы. Находясь в космическом пространстве вблизи Земли, корабль движется со скоростью = 8 км/сек, т. е. он имеет первую космическую скорость. При такой скорости движения вокруг земного шара, на высотах, где нет или почти нет атмосферы, корабль может находиться очень длительное время, не удаляясь от Земли и не падая на нее. Что же нужно сделать для того, чтобы корабль начал опускаться на Землю, т. е. падать? Для этого следует уменьшить скорость его движения.
Хотя обычно каждому, возвращающемуся из длительной и дальней поездки, хочется поскорее вернуться домой, возвращаться из космоса поспешно не следует потому, что сильно затормозить космический корабль непросто, или, лучше сказать, недешево. Мы уже говорили, что каждый лишний килограмм груза в корабле - вещь, чрезвычайно нежелательная. Затормозить космический корабль, двигающийся по орбите вокруг Земли, можно путем включения двигателя, развивающего тягу, направленную против движения корабля.
Предположим, что космический корабль и все, что на нем находится (без топлива), имеет массу 3 т. Сколько же нужно взять на корабль топлива, чтобы уменьшить его скорость с 8 до 4 км/сек?
Для того чтобы уменьшить скорость корабля на 4 км/сек, необходимо включить двигатель, который создавал бы тягу, направленную в сторону, противоположную его движению. Допустим, что скорость истечения продуктов сгорания топлива из сопла тормозного двигателя будет равна 3000 м/сек (величина, достижимая для современных жидкостных ракетных двигателей). Формула, установленная Циолковским, позволяет определить, что начальная масса космического корабля, т. е. его масса вместе с топливом, перед включением тормозного двигателя должна составлять 11,4 т, следовательно, топлива в корабле должно быть = 8400 кг. Таким образом, масса топлива, которое необходимо сжечь в тормозном двигателе, превосходит массу конструкции корабля и груза, находящегося в нем, почти в 3 раза. Такой способ торможения космических кораблей весьма неэкономичен да и практически трудноосуществим, так как доставить в космическое пространство такую большую массу топлива непросто и недешево. Но оказалось, что столь сильно тормозить космический корабль, совершающий орбитальный полет, для того чтобы он начал спуск на Землю, и не требуется.
Чтобы начать движение по траектории спуска, корабль должен потерять всего лишь небольшую часть своей скорости. Вполне достаточно для этого уменьшить скорость космического корабля на 200 - 250 м/сек. Для случая, рассмотренного нами, т. е. для космического корабля массой в 3 т, потеря скорости на 200 м/сек может быть обеспечена кратковременной работой тормозного двигателя при сжигании в нем топлива, масса которого меньше одной десятой массы корабля. Но приземляться космический корабль должен с почти нулевой скоростью, иначе произойдет катастрофа - корабль и экипаж, находящийся в нем, в момент приземления разобьются. Каким же образом можно отобрать от корабля всю или почти всю кинетическую энергию, которой он обладает? Практически осуществимый путь торможения космического корабля, без затраты топлива, был указан К. Э. Циолковским. Воздушная оболочка Земли, по мнению Циолковского, может играть роль тормоза для космических аппаратов, возвращающихся из межпланетного путешествия на Землю. Тормозить воздухом? Такое предложение может показаться не совсем реальным. Но вспомните, как дует ветер в лицо, когда вы быстро съезжаете на лыжах с крутой горы. А попробуйте высунуть руку из окна автомобиля, когда он мчится по шоссе. Воздух из почти невесомого и неощутимого становится упругим. Вы с трудом сможете удержать ладонь руки перпендикулярно направлению движения автомобиля.
Скорость движения космического корабля при входе его в воздушную оболочку Земли (после того как он будет приторможен на 100 - 200 м/сек) превосходит скорость самых быстрых самолетов примерно в 28 раз. При столь громадных скоростях воздух оказывает большое сопротивление движению. Всякое сопротивление связано с появлением трения. Происходит трение и при движении тел в воздухе. Возьмите два куска дерева и быстро потрите их друг о друга. - Что вы при этом заметите? - Куски дерева нагреваются - это результат того, что производимая вами работа трения перешла в тепло. Трение о воздух также сопровождается выделением тепла.
При движении космических аппаратов в атмосфере Земли имеет место не только трение о воздух. Когда корабль проходит воздушную оболочку, он создает впереди себя волну сжатого воздуха. Воздух сжимается не постепенно, а за очень малый промежуток времени. Как велико это сжатие? Расчеты показывают, что давление в сжатом воздухе при движении космического аппарата может достигать 50 атм. Из курса физики вы знаете, что быстрое сжатие или расширение газа происходит практически без притока и без отвода тепла, так как вследствие малого времени тепло не успевает ни уйти в окружающую среду (при сжатии), ни передаться от внешней среды (при расширении). Такие процессы называют адиабатическими.
Вследствие адиабатического сжатия слой воздуха, находящийся впереди летящего космического аппарата, разогревается до высокой температуры. Температура слоя воздуха, сжатого летящим космическим аппаратом, может достигнуть 8000° К. Это очень высокая температура. На Земле нет таких веществ, которые могли бы оставаться в твердом состоянии при этой температуре. Самые тугоплавкие вещества начинают переходить в газ или жидкость при температуре 4000 - 4500° С. А сможет ли космический аппарат выдержать столь высокие температуры? К тому же нужно помнить, что внутри корабля, за его обшивкой, находятся люди.
Торможение космического корабля воздушным тормозом требует соблюдения определенных мер предосторожности, иначе корабль может не только затормозиться, но и сгореть, не долетев до Земли. Спуск корабля с околоземной орбиты начинается с торможения его в космическом пространстве, где нет воздуха. Для этого на некоторое время включаются тормозные двигатели, которые развивают тягу, направленную в сторону, противоположную движению корабля. После срабатывания тормозных двигателей космический корабль изменяет траекторию и начинает снижаться, приближаясь к Земле.
Полет по орбите вокруг Земли космический корабль осуществляет обычно на некотором удалении от границы воздушной оболочки, поэтому после торможения корабль какое-то время снижается в пространстве, где практически отсутствует воздух. Время снижения корабля в безвоздушном пространстве должно быть не меньше определенной величины. За это время на корабле проводятся подготовительные работы по входу в воздушную оболочку. Поэтому высота, с которой можно производить изменение траектории космического корабля, т. е. начинать спуск на Землю, ограничивается временем, необходимым для выполнения подготовительных работ.
Что же необходимо проделать на космическом корабле перед тем, как он войдет в воздушную атмосферу Земли? После того как корабль затормозится двигателем, от него отбрасывается все, без чего он может производить спуск. Отбрасывается служебный отсек, тормозной двигатель и некоторые системы. Делается это для того, чтобы уменьшить массу космического корабля, а следовательно, уменьшить количество энергии, которую нужно отобрать от корабля в процессе его спуска к Земле.
Рис. 14. Спускаемый аппарат имеет форму чечевицы.
Спускаемые аппараты советского космического корабля «Союз» и американского корабля «Аполлон» имеют вид чечевицы (рис. 14). Слой теплозащиты на спускаемых аппаратах этих космических кораблей нанесен на поверхность неравномерно. На лобовой части толщина теплозащитного слоя самая большая, на противоположной стороне (донная часть аппарата) - самая маленькая. Сделано это для того, чтобы уменьшить массу спускаемого аппарата. Толстый слой лобовой защиты должен выдержать большие механические нагрузки и обеспечить отвод тепла, поступающего от раскаленного сжатого воздуха.
Теплозащита на донной части спускаемого аппарата и боковых его поверхностях ни по механическим свойствам, ни по тепловым характеристикам не рассчитана на такие нагрузки, какие должна выдерживать лобовая часть. Следовательно, для того чтобы при спуске спускаемый аппарат не разрушился или не нагрелся до недопустимо высокой температуры, он должен войти в атмосферу Земли направленной вперед лобовой частью. Для этого перед входом в атмосферу он должен быть соответствующим образом ориентирован и в таком ориентированном положении войти в воздушную оболочку Земли.
Ориентация преследует и другую цель, а именно обеспечение входа спускаемого аппарата в атмосферу под определенным углом. Для чего это нужно? Угол входа влияет на ряд показателей процесса спуска. Для пилотируемых космических аппаратов угол входа в атмосферу определяется величиной ускорения, которое может выдержать человек. Мы уже говорили о том, что при подъеме космического корабля в космическое пространство возникают перегрузки, превышающие собственный вес человека в несколько раз.
В отличие от подъема при спуске космический корабль движется с отрицательным ускорением. Какие же силы будут действовать на человека, находящегося в спускаемом аппарате, в процессе его снижения? Во-первых, сила тяжести F = mg (m - маса космонавта, g - ускорение свободного падения), направленная к центру земного шара. Кроме того, на него будет действовать сила упругости, направленная в противоположную сторону. Эти две силы и сообщают ускорение а, направленное противоположно ~.
Следовательно, при спуске с орбиты на Землю космонавт испытывает действие силы, направленной от Земли. Эта сила прижимает космонавта к сидению кабины или к потолку. По величине эта сила превосходит нормальный вес космонавта (его вес в состоянии покоя) на та. Человек может выдерживать перегрузку, т. е. увеличение собственного веса, в 10 - 12 раз. (Конечно, при этом он становится практически неработоспособным.) Большое увеличение веса, или, как говорят, большая перегрузка, опасно для жизни человека.
Перегрузка, испытываемая космонавтами при спуске спускаемого аппарата с орбиты на поверхность Земли, зависит от того, под каким углом к горизонту спускаемый аппарат движется в атмосфере Земли.
Рис. 15. Спуск космического корабля на Землю.
Рассмотрим два возможных случая снижения спускаемого аппарата: первый - аппарат движется по крутой траектории; второй - движение происходит по пологой траектории, составляющей с горизонтом небольшой угол (см. рис. 15). Очевидно, во втором случае спуск будет продолжаться гораздо дольше, чем в первом. Аппарат постепенно будет входить в нижележащие слои атмосферы и постепенно терять скорость, вследствие чего отрицательное ускорение спускаемого аппарата будет небольшим. Спуск по траектории, составляющей малый угол с линией горизонта, позволяет, по сравнению с крутым спуском, обеспечить более безопасные условия для экипажа, т. е. снизить перегрузки до пределов, которые легко переносятся человеческим организмом.
Однако угол спуска нельзя делать и слишком малым, так как в этом случае возникает другая угроза безопасности экипажа, связанная с перегреванием.
Рассмотрим, как форма траектории полета спускаемого аппарата влияет на его нагревание. Мы уже говорили о том, что большая часть кинетической и потенциальной энергии, которой обладает космический корабль, находясь в орбитальном полете в космическом пространстве, при спуске на Землю превращается во внутреннюю энергию. Как будет нагреваться спускаемый аппарат при спуске на Землю по крутой траектории, по сравнению с движением по некоторой кривой, расположенной под малым углом к горизонту? При крутом спуске возвращаемый аппарат быстрее тормозится, а вследствие этого и быстрее теряет энергию. При спуске по пологой кривой аппарат дольше находится в разреженных слоях воздуха и поэтому снижает скорость не так резко, как в первом случае. Очевидно, чем более пологой будет траектория, тем медленнее аппарат будет терять скорость. Следовательно, количество тепла, образующегося в единицу времени, при спуске аппарата по крутой траектории будет значительно больше, чем при спуске по траектории, составляющей малый угол с горизонтом.
Из сказанного напрашивается вывод, что, чем круче траектория спуска, тем меньше опасность перегрева спускаемого аппарата, а следовательно, и меньше опасность для экипажа. Но вывод этот неверен. С точки зрения поддержания внутри кабины спускаемого аппарата приемлемых для экипажа температурных условий слишком плавный спуск нежелателен. Чем это обьясняется? Вы знаете, что при тушении пожаров спасательным командам приходится зачастую проникать в горящий дом, пробиваясь сквозь пламя. Человека обливают водой, и он в мокрой одежде, без всякого вреда для себя проходит сквозь стену огня. Это он смог бы проделать и в сухом костюме, если бы последний был сшит из негорючей ткани. Температура пламени горящих на воздухе предметов обычно составляет 450 - 500°С. Это довольно высокая температура, но из-за того, что пожарный в своем негорючем костюме находится в пламени очень небольшое время, костюм не успевает прогреться, и поэтому столь высокая температура оказывается для человека неопасной.
А как бы чувствовал себя человек в таком же костюме из негорючей ткани, если бы окружающая его среда имела температуру, даже в два-три раза меньшую, чем температура пламени, но время пребывания в ней исчислялось бы несколькими минутами? Видимо, это было бы небезопасно не только для здоровья, но и для жизни человека. Костюм из негорючей ткани ему бы не помог - за столь длительное время тело человека нагрелось бы до температуры окружающей среды, т. е. перегрелось. Аналогичная картина имеет место и при движении спускаемого аппарата в атмосфере. Если аппарат спускается по крутой траектории, к нему подводится в единицу времени большее количество тепла, чем при движении по пологой траектории. Но, для того чтобы тепло могло дойти до кабины аппарата, где помещается экипаж, требуется время. Это время зависит от характера и толщины теплозащитного слоя, нанесенного на наружную поверхность спускаемого аппарата, и характеристики теплоизоляции, которая находится под слоем теплозащиты.
Если спуск аппарата происходит быстро, то времени на прогрев может оказаться недостаточно и тогда, несмотря на большое количество тепла, подводимого к спускаемому аппарату в единицу времени извне, от раскаленных газов воздушной атмосферы, воздух внутри кабины не успеет сильно нагреться. При длительном спуске (по пологой траектории), хотя в единицу времени от менее раскаленного воздуха будет поступать меньшее количество тепла, все же успеет какая-то его часть пройти внутрь кабины спускаемого аппарата через теплозащитное покрытие и теплоизоляцию обшивки аппарата, что приведет к нагреванию воздуха и всех предметов, находящихся внутри кабины.
Таким образом, такие два показателя, от которых зависит безопасность спуска экипажа космического корабля на Землю, как перегрузка и нагревание, по-разному меняются от вида траектории снижения спускаемого аппарата в плотных слоях атмосферы. Уменьшение перегрузки требует плавной траектории, длительного времени спуска. Недопустимость перегревания кабины спускаемого аппарата, наоборот, требует спуска по более крутой траектории с малым временем пребывания аппарата в плотных слоях воздуха. Траекторию спуска выбирают такой, при которой перегрузки не превышали бы величины, допустимой для человеческого организма, и в то же время температура внутри кабины аппарата, где помещается экипаж, не была бы выше 40 - 50°С. Такую температуру человек может легко переносить. Имеющаяся уже довольно большая практика спуска обитаемых космических аппаратов с орбиты на Землю показывает, что допустимые величины перегрузок и температур воздуха внутри кабины обеспечиваются при времени снижения в плотных слоях атмосферы в течение 20 - 25 мин.
Мы рассмотрели условия спуска возвращаемого аппарата из ближнего или околоземного космоса. Находясь вблизи Земли и двигаясь вокруг нее, космический объект имеет скорость ~ 8 км/сек (первую космическую скорость). Для того чтобы космический корабль мог выйти в дальний космос, посетить какое-либо небесное тело нашей солнечной системы, он должен развить скорость 11,2 км/сек (т. е. вторую космическую скорость). И возвращаться ему из дальнего космоса тоже придется со второй космической скоростью. Как это влияет на условия спуска?
Прежде чем рассматривать спуск космического корабля на Землю после возвращения его из межпланетного полета, выясним, как происходит сближение космических объектов с таким небесным телом, как Луна.
Находясь на околоземной орбите, космический корабль имеет скорость движения, равную первой космической. Обладая этой скоростью, он не может упасть на Землю, но и удалиться от Земли, улететь к другим небесным телам тоже не может.
Рис. 16. Траектории искусственного спутника Земли при различных скоростях движения относительно земного шара.
Если кораблю сообщить скорость, большую, чем первая космическая, но меньшую второй космической, он будет продолжать двигаться вокруг Земли, улететь в межпланетное пространство он не сможет. Однако двигаться он будет не по круговой орбите, а по эллиптической (рис. 16). Длина большой оси эллипса будет тем большей, чем большую скорость (превышающую первую космическую) будет иметь космический корабль.
Нужно сказать, что почти все искусственные спутники Земли, находящиеся на околоземной орбите, движутся не по кругу, а по эллипсу. Почему? Иногда эллиптическая траектория искусственного спутника Земли бывает необходима для выполнения им своих задач в космосе. В этих случаях спутникам намеренно сообщают скорость несколько большую, чем первая космическая. По большей части траектория искусственных спутников получается эллиптической потому, что просто трудно обеспечить, чтобы скорость спутника на расчетной высоте точно соответствовала первой космической.
По мере увеличения скорости космического корабля его траектория движения превращается из эллиптической в параболическую. Скорость, при которой космический корабль приобретает параболическую траекторию, называется второй космической, она равна ~ 11,2 км/сек. Параболическая траектория, так же как и круговая, имеет только теоретическое значение. Полеты космических кораблей и необитаемых космических аппаратов к Луне и другим планетам солнечной системы (Марсу, Венере) проходят не по параболическим траекториям, а по гиперболическим. По параболе космический корабль может двигаться только при условии, если его скорость точно соответствует второй космической, а если она немного меньше, то он станет двигаться по замкнутой кривой - эллипсу, т. е. находиться около Земли и лететь к другим планетам солнечной системы не сможет. Если же кораблю сообщить скорость чуть большую, чем вторая космическая, его траекторией становится уже не парабола, а гипербола. Гипербола - незамкнутая кривая, и космический корабль, перейдя на гиперболическую траекторию, при движении по ней не может приблизиться к Земле. Он будет от нее все дальше и дальше удаляться и в конце концов потеряет с ней связь, т. е. перестанет чувствовать действие силы земного тяготения.
Таким образом, чтобы полететь на Луну или какую-либо планету солнечной системы, космическому кораблю, находящемуся на околоземной орбите, необходимо сообщить скорость равную или чуть большую, чем вторая космическая. Если после достижения космическим кораблем скорости, немного большей второй космической, выключить двигатель, то корабль будет продолжать двигаться по гиперболической траектории.
Рис. 17. В точке А сила притяжения тела Землей (F з) равна силе притяжения этого тела Луной (F л)
В космическом пространстве есть такое место, где тело, находящееся в этой точке, испытывает одинаковые силы притяжения со стороны Луны и Земли (рис. 17). Если кораблю сообщить скорость, достаточную для того, чтобы он смог долететь до этой точки и чуть перейти ее, то на него в большей степени будет действовать лунное притяжение, чем земное. До нейтральной точки, где тяготения Луны и Земли взаимно уравновешиваются, космический корабль летит, затрачивая сообщенную ему двигателем кинетическую энергию на преодоление силы тяготения Земли. На этом участке он как бы набирает высоту над Землей. Движение космического корабля после нейтральной точки под действием силы тяжести Луны следует уже рассматривать не как движение вверх по отношению к Земле, а как падение вниз, на Луну. Если при подъеме, т. е. при полете до нейтральной точки, корабль все время уменьшает скорость, то начиная с этой точки под действием тяготения Луны он все время ускоряется, скорость его увеличивается. Вблизи Луны скорость космического корабля достигает значения второй космической (но не для условий Земли, а для лунных условий). С помощью тормозного двигателя скорость корабля снижают до первой лунной космической скорости. Имея эту скорость, корабль будет двигаться вокруг Луны не падая и не удаляясь от нее. Лунная первая космическая скорость не равна первой космической околоземной скорости.
Ввиду того, что масса Луны в 81 раз меньше массы Земли, ускорение свободного падения для Луны оказывается меньше ускорения свободного падения для Земли, а первая лунная космическая скорость составляет всего лишь 1,7 км/сек. Что необходимо для того, чтобы космический корабль мог сойти с лунной орбиты и лететь к Земле? Очевидно, так же как и в случае отлета с Земли к Луне, ему необходимо сообщить так называемую вторую лунную космическую скорость. Для околоземного космического пространства вторая космическая скорость равна - 11,2 км/сек, для окололунного она значительно меньше. Космический корабль может выйти из зоны притяжения Луны и лететь к другим небесным телам солнечной системы, если скорость его немного превысит 2,4 км/сек. Имея эту скорость, космический корабль начнет удаляться от Луны, поднимаясь вверх по отношению к ее поверхности.
Двигаясь по гиперболической траектории, космический корабль будет удаляться от Луны, постепенно уменьшая скорость. Его кинетическая энергия будет переходить в потенциальную. Достигнув нейтральной точки, где действие силы притяжения Луной уравновешивается действием силы притяжения Землей, космический корабль начнет падать на Землю. В нейтральной точке космический корабль будет иметь максимальную потенциальную энергию (относительно Земли).
По мере приближения к Земле потенциальная энергия будет уменьшаться, а кинетическая - возрастать. Приблизившись к Земле, космический корабль приобретет скорость, приблизительно равную 11,2 км/сек, т. е. вторую космическую. С такай скоростью начинать спуск на Землю небезопасно. Перед тем как начинать спуск, необходимо уменьшить скорость корабля. Но как?
Мы уже определяли количество топлива, которое нужно сжечь в ракетном двигателе для того, чтобы уменьшить скорость космического корабля с 8 до 4 км/сек. Оказалось, что топлива для этого нужно слишком много, чтобы такой путь торможения космических объектов мог иметь практическое значение. Затормозить тело, двигающееся со скоростью 11,2 км/сек, еще труднее. Расчеты и практика космических полетов в Советском Союзе и США показывают, что задача торможения космических кораблей, двигающихся со второй космической скоростью, может быть успешно решена, если использовать тормозящее действие воздушной оболочки земного шара. При возвращении на Землю космического корабля из орбитального полета, когда скорость его ненамного превышает первую космическую, безопасный спуск с использованием тормозящего действия атмосферы можно осуществить, если обеспечить соответствующий угол входа корабля в плотные слои атмосферы. Корабль, входя постепенно во все более и более плотные слои воздуха, будет разогреваться и одновременно тормозиться, пока не достигнет поверхности Земли.