النزول من مدار المركبة الفضائية. المقالات والمنشورات

تطوير مركبة فضائية تجمع بين وظائف مقصورة المركبة الفضائية والغلاف الجوي المستقل الطائرات، واحدة من أكثر المهام المعقدةإنشاء مركبة فضائية مأهولة. من سمات رحلة المركبة الفضائية عدم رجعة الأحداث التي تحدث ، حيث يكاد يكون من المستحيل مقاطعة الهبوط الذي بدأ ، وستمر المركبة الفضائية حتماً عبر الطبقات الكثيفة من الغلاف الجوي وستقترب من الأرض. يؤدي هذا إلى تشديد متطلبات أنظمة وتصميم الطائرات بشكل كبير من حيث موثوقيتها ودرجة التكرار وسلامة الطاقم.

مهام الهبوط والهبوط

في مرحلة العودة إلى الأرض، تتمثل المهام الرئيسية في إبطاء المركبة الفضائية أثناء الرحلة في الغلاف الجوي وضمان هبوطها. وتقع حدود قسمي الهبوط والهبوط على ارتفاعات تتراوح بين 5 - 10 كيلومترات، وتكون الحركة تحتها قريبة من الثبات وتتحرك بسرعات تتراوح بين 100 - 200 م/ث بأحمال زائدة لا تختلف إلا قليلاً عن الوحدة.

هناك ارتباط مباشر بين مهمتي الهبوط والهبوط، ويتم اختيار طريقة الهبوط مع الأخذ بعين الاعتبار الحلول التقنيةعلى طول قسم الهبوط. لCC، النموذج الذي ينص عليه الإدارة الفعالةبسرعات تفوق سرعة الصوت مع إمكانية الوصول إلى منطقة مدرج الهبوط، وفي أوضاع دون سرعة الصوت - الانزلاق بسرعة رأسية منخفضة نسبيًا، يكون الهبوط الأفقي عقلانيًا - طريقة هبوط الطائرات، وبالنسبة للطائرات ذات الجودة الديناميكية الهوائية المنخفضة (أي تحمل حمولة ضعيفًا) قدرات الهيكل) والتحرك عموديًا تقريبًا في منطقة ما قبل الهبوط - الهبوط العمودي الذي يتطلب الاستخدام وسائل خاصةالكبح (المظلات، المحركات، الدوارات، إلخ) و أنظمة إضافية، وامتصاص التأثير على الأرض (الماء)، مما يضمن معًا ظروف هبوط مقبولة (splashdown) للطاقم. تم استخدام طريقة الهبوط العمودي، على سبيل المثال، في المركبة الفضائية سويوز وأبولو.

الخصائص الديناميكية الهوائية

عندما يتحرك أي جسم في الهواء، تؤثر عليه قوى الضغط، اعتمادًا على سرعة الهواء وكثافته وشكل الجسم وموقعه في التدفق. يتم تعريف القوة (الإجمالية) الناتجة على أنها تكامل قوى الضغط على سطح الجسم وتمر عبر نقطة تسمى مركز الضغط. تكامل عزوم قوى الضغط بالنسبة إلى نقطة تسمى مركز الكتلة (مركز الثقل)،يعطي لحظة ديناميكية هوائية، والتي يمكن تمثيلها كمنتج للقوة المحصلة وذراعها بالنسبة إلى مركز الكتلة. ومع لحظة مختارة تعتبر القوى الديناميكية الهوائية (أو مكوناتها) بمثابة تطبيق لهذا المركز. يتم التعبير عن القوى والعزوم (الشكل 3.10) من خلال المعاملات الديناميكية الهوائية بلا أبعاد:

جو م- القوة بلا أبعاد ومعاملات اللحظة، على التوالي؛

رأس السرعة؛

ρ - كثافة الهواء

الخامس- سرعة الطيران؛

س- المنطقة المميزة (القسم الأوسط أو الجناح)؛

ل- الحجم المميز (على سبيل المثال، طول المركبة الفضائية).

واحدة من المعالم الرئيسية لSA هي نسبة الرفع إلى السحب- نسبة قوة الرفع إلى قوة السحب

أين معص و مع X - معاملات الرفع يوقوى المقاومة سوفقًا لذلك (انظر الشكل 3.10).

تظهر الخصائص الديناميكية الهوائية النموذجية للطائرة ذات الشكل القطاعي المتماثل في الشكل. 3.11. بسبب تأثير الاضطرابات الديناميكية الهوائية (على سبيل المثال، زاوية الهجوم الأولية)، تتحرك الطائرة حول مركز الكتلة، الأمر الذي يتطلب حل قضايا الاستقرار الثابت والديناميكي.

الاستقرار الساكن- من خصائص الطائرة أن تكتسب، عند الخروج من وضع التوازن، مثل هذه اللحظات الديناميكية الهوائية التي تعيدها إلى هذا الوضع مرة أخرى. في أبسط الحالات، يكون هذا ممكنًا إذا كان مركز الضغط يقع خلف مركز الجاذبية (بالنسبة إلى النقطة الأمامية للطائرة) وتخلق القوة الديناميكية الهوائية لحظة تصحيح. وبهذا المعنى، تسمى عادة المسافة بين مراكز الضغط والجاذبية، المتعلقة بطول الجهاز هامش الاستقرار الثابت، وزاوية الهجوم التي يوجد بها توازن مستقر(لحظة يساوي الصفر، ومشتقتها بالنسبة للزاوية سالبة)، - موازنة. من أجل الحصول على قوة رفع على جهاز متماثل المحور ذو شكل قطعي، من الضروري (انظر الشكل 3.11) منحه زاوية معينة من الهجوم، والتي يمكن ضمان التوازن بها عن طريق إنشاء انحراف الوزن(انظر الشكل 3.10 و3.11).

الاستقرار الديناميكي- قدرة الطائرة على خلق لحظات استقرار أثناء تذبذباتها حول مركز الكتلة. في وجود السرعة الزاوية، تختلف زاوية الهجوم اللحظية على طول الجهاز، مما يخلق عزمًا إضافيًا. إذا كانت مشتقة هذه اللحظة بالنسبة إلى السرعة الزاوية سالبة، فإن لحظة التخميد تكون في خلاف ذلك- مكافحة التخميد. تؤخذ خصائص الاستقرار الديناميكي في الاعتبار عند تصميم الطائرة ونظام التحكم الخاص بها.

مسارات النسب واختيار معلمات SA

يتم اختيار مسارات الهبوط مع الأخذ بعين الاعتبار الإمكانيات التي تخلقها خصائص المركبة، في حدود الحمولة الزائدة والظروف الحرارية، بالإضافة إلى متطلبات مسار الهبوط نفسه (مع مراعاة المناورة ودقة الهبوط). وتؤثر هذه القيود على خصائص السيارة وبرامج التحكم في حركتها. دعونا ننظر في هذه الأسئلة فيما يتعلق بمشكلة الهبوط من المدارات الأرضية المنخفضة (ارتفاعات 200 - 500 كم).

يتم تحديد طبيعة المسارات في المقام الأول من خلال معلمات الطائرة، وأهمها الجودة الديناميكية الهوائية K (انظر الصيغة (3.3) و المعلمة الباليستية

أين م- كتلة SA.

تُستخدم المعلمات التالية أيضًا غالبًا في العمليات الحسابية:

أولها (3.5) كمية مشتقة من لو ر x، والثاني (3.6) يميز الحمل على القسم الأوسط أو الجناح.

تحدد المعلمات المعطاة العلاقة بين قوى الجاذبية والقوى الديناميكية الهوائية وهي مقياس لكفاءة أو قدرة الأخيرة على خلق تسارع أثناء الطيران، حيث

وبالتالي، فإن إمكانيات تشكيل المسارات تعتمد على اختيار الجودة الديناميكية الهوائية والمعلمة الباليستية، ويعتمد التحكم في الحركة على تغيراتها أثناء الطيران.

تتأثر المسارات أيضًا بشروط الدخول إلى الغلاف الجوي، والتي يُفهم الحد الأعلى لها (ارتفاع الدخول) على أنه ارتفاع بداية التأثير الملحوظ للقوى الديناميكية الهوائية (100 - 120 كم). وتشمل هذه الشروط سرعة الدخول (حوالي 7.6 كم/ثانية لمغادرة المدار) وزاوية ميل المسار، أو زاوية الدخول، المحددة عند ارتفاع محدد.

يمكن إجراء المناورة في قسم الهبوط عن طريق تغيير مقاومة السيارة (معامل السحب أو السطح الفعال)، ولكن فقط في مستوى المسار، أي في النطاق. إن استخدام قوى الرفع يخلق إمكانية المناورة سواء في المدى أو في الاتجاه الجانبي.

اعتمادًا على الجودة الديناميكية الهوائية، يتم تمييز ما يلي: الأنواع المميزةنزول:

الباليستية- دون استخدام قوى الرفع، كقاعدة عامة، دون التحكم في المدى ومع انتشار كبير لنقاط الهبوط (حوالي ±300 كم)؛

تخطيط- استخدام قوى الرفع؛ عادةً ما يعني الهبوط بجودة ديناميكية هوائية (أكبر من 0.7 -1)، مما يخلق فرصًا كبيرة للمناورة وضمان الهبوط الدقيق؛

انزلاق، أو شبه باليستي، هو نزول مزلق بجودة ديناميكية هوائية منخفضة (أقل من 0.3 - 0.5)، مما يجعل من الممكن تقليل الأحمال الزائدة وضمان هبوط دقيق إلى حد ما، على الرغم من عدم وجود مناورة واسعة النطاق؛ يُستخدم هذا النوع من الهبوط في المركبتين الفضائيتين سويوز وأبولو.

الزائد أثناء بدء التشغيل- إحدى معلمات المسار الرئيسية - تعتمد بشكل أساسي على الجودة الديناميكية الهوائية وزاوية الدخول. لتقليل الأحمال الزائدة، كما هو موضح في الشكل. 3.12، يُنصح بزيادة الجودة الديناميكية الهوائية إلى 0.3 - 0.5 (زيادة أخرى ليس لها تأثير يذكر)، ويجب ألا تتجاوز زاوية الدخول 2 - 3 درجات.

تدفقات الحرارة، التي تؤثر على السطح SA، تعتمد على الجودة الديناميكية الهوائية وزاوية الدخول إلى الغلاف الجوي (الشكل 3.13). لتحسين الظروف الحرارية، من المهم أن يتم الكبح الطبقات العلياالجو لتقليل السرعة قدر الإمكان قبل الذروة تدفق الحرارة. يتم تحقيق ذلك أثناء الهبوط الباليستي عن طريق زيادة السحب الديناميكي الهوائي وتقليل الحمل على القسم الأوسط، وبالنسبة للطائرة ذات نسبة الرفع إلى السحب العالية - عن طريق زيادة زاوية الهجوم (زيادة معاملات السحب والرفع) وتقليل الحمل على سطح الرفع. أثناء الهبوط المنزلق، يتم توفير معامل سحب عالي من خلال الشكل الحاد لـ SA، وتخلق زاوية الهجوم، التي تقلل هذا المعامل قليلاً، قوة رفع.

في جميع الأحوال في المرحلة الأولىالنسب، من وجهة نظر تحسين الظروف الحرارية، ليس وضع الجودة الأقصى هو المهم، ولكن أقصى زيادة ممكنة في معاملات السحب والرفع أو انخفاض الحمل على المنطقة المميزة.

التسامح الزائدمع الوضع البشري الأمثل، يتم توفير ما يصل إلى قيم 25 - 27 وحدة. (القيمة القصوى على طول مسار الهبوط مع وقت عمل يصل إلى 5 - 10 ثوانٍ)، وأداء يصل إلى 15 وحدة. لضمان الراحة النسبية للطاقم وإدارتهم الواثقة للرحلة، يجب ألا يتجاوز الحمل الزائد 4 - 6 وحدات.

اختيار معلمات SAيتم تحديده في المقام الأول من خلال متطلبات ضمان تحمل الحمل الزائد والقدرة على المناورة ودقة الهبوط وتطوير الحماية الحرارية.

يتم حل مشكلة إعادة الطاقم بشكل موثوق إلى الأرض عن طريق الهبوط الباليستي من المدار، حيث لا يتجاوز الحمل الزائد 10 وحدات، وأثناء الإنقاذ في موقع الإطلاق - 25 وحدة، أي أنها تقع ضمن حدود القيم المسموح بها . بناءً على ضمان كفاءة الطاقم، يجب أن تتوافق الجودة الديناميكية الهوائية مع 0.15 - 0.2 أثناء الهبوط الطبيعي و0.3 أثناء الطوارئ بمستوى تحميل زائد يتراوح بين 4 - 5 و15 وحدة. على التوالى. علاوة على ذلك، في حالة الهبوط المتحكم فيه من المدار بجودة ديناميكية هوائية متاحة تبلغ 0.3 (مع هامش للتحكم)، يتم ضمان الهبوط بدقة كافية (الانحراف في حدود عشرات الكيلومترات). بناءً على ظروف التبادل الحراري في نوعي الهبوط المذكورين، فمن المستحسن تقليل المعلمة الباليستية. تؤدي زيادة سطح SA لهذه الأغراض (تقليل الحمل على القسم الأوسط) إلى تكاليف جماعية غير مبررة. من الأكثر عقلانية زيادة معامل السحب، والذي يمكن رؤيته في تصميمات جميع السفن المتقدمة.

في الحالات التي يتم فيها تحديد مناورة خاصة في قسم الهبوط، من الضروري زيادة الجودة الديناميكية الهوائية، والتي، عند الحاجة إلى مناورة بين المدارات (الانحراف الجانبي 2000 - 2500 كم، على سبيل المثال، للهبوط عند نقطة واحدة من ثلاث المدارات المجاورة) ينبغي أن يكون حوالي 1.5. في الوقت نفسه، تؤدي الزيادة في الجودة الديناميكية الهوائية، التي تساعد على تحسين تحمل الحمل الزائد ودقة الهبوط، إلى زيادة كتلة الحماية الحرارية، ومع الأسطح الحاملة المتطورة، إلى زيادة كتلة الهيكل. وهذا يقيد اختيار الجودة الديناميكية الهوائية فوق القيمة اللازمة لحل مشاكل الهبوط.

طريقة التحكم في الحركةتحدده الطريقة المعتمدة لتنظيم الرفع أثناء الطيران. يمكن تغيير زاوية التوازن للهجوم والجودة الديناميكية الهوائية (انظر الشكل 3.11) عن طريق الإزاحة الجانبية لمركز الجاذبية بسبب الحركة كتل كبيرةداخل SA (بالنسبة لمركبة سويوز حوالي 150 كجم)، وهو أمر غير منطقي. عند استخدام المحركات النفاثة لنفس الأغراض، يزداد استهلاك الوقود بشكل كبير، ويكون إنشاء أسطح التحكم الديناميكي الهوائي فعالاً فقط للتصميمات المجنحة.

أصبحت طريقة التحكم من خلال تدوير السيارة بزاوية هجوم ثابتة، والتي لا تتطلب عزم دوران كبير للتحكم، منتشرة على نطاق واسع. عند زاوية اللفة الصفرية، يتم توجيه قوة الرفع لأعلى في مستوى المسار، وعند الدوران، تنحرف إلى الجانب، مما يؤدي إلى تغيير المكون الرأسي الذي يوفر التحكم في النطاق. يتم استخدام تغيير المكون الأفقي، بما في ذلك تحريك السيارة من اليمين إلى اليسار والعكس، للتحكم الجانبي. وتستخدم هذه الطريقة أيضًا في حالات الطوارئ. وبالتالي، إذا فشل نظام التحكم، فقد يتم توجيه قوة الرفع إلى الأسفل، الأمر الذي سيؤدي إلى زيادة غير مقبولة في الأحمال الزائدة، والتي يمكن التخلص منها عن طريق تدوير الجهاز في وضع اللف (وضع الدوران). في هذه الحالة، يكون متوسط ​​قيمة قوة الرفع صفرًا، أي أن هناك هبوطًا باليستيًا.

التحكم في الهبوطضروري لتتبع الحركة المسار المقبول بدقة معينة. يمكن أن تكون مصادر انحراف المسار عن المسار المحسوب أخطاء في شروط الدخول (الزاوية والسرعة والإحداثيات)، والتغيرات العشوائية في كثافة الغلاف الجوي وتأثيرات الرياح، والأخطاء في تحديد الخصائص الديناميكية الهوائية وعوامل أخرى. يعتمد نظام التحكم على قياسات معلمات المسار الحالية ويحدد منها إجراءات التحكم التي يتم تنفيذها من خلال طريقة التحكم المعتمدة (المنعطفات)؛ تتأثر دقة عمله بالأخطاء الآلية والمنهجية.

مخطط الهبوطمع انخفاض نسبة الرفع إلى السحب، المستخدمة في مركبة الفضاء سويوز، التي تهبط دائمًا على أراضي الاتحاد السوفييتي، تبدأ بتوجيه المركبة الفضائية للفرملة. عند النقطة المحسوبة أعلاه المحيط الأطلسييوفر نظام الدفع للمركبة الفضائية دفعة كبح تبلغ 100-120 م / ث، وبعد ذلك تحدث حركة إضافية على طول القطع الناقص الانتقالي بزاوية دخول تبلغ حوالي 1.5 درجة مع الحفاظ على الاتجاه. بعد فصل المركبة الفضائية، يتم نشر SA الخاص بها بحيث تتوافق زاوية الهجوم عند نقطة الدخول المتوقعة إلى الغلاف الجوي مع زاوية القطع، وتوفر زاوية الالتفاف (حوالي 45 درجة) الجودة الفعالة المحسوبة. عندما تظهر القوى الديناميكية الهوائية (الحمل الزائد بحوالي 0.04 وحدة)، يبدأ التحكم في الحركة، بينما يتم تنفيذ عمليات الدوران وتخميد اهتزازات الميل والانعراج باستخدام محركات microjet. الحد الأقصى للحمولة الزائدة أثناء الهبوط يتراوح بين 3 - 4 وحدات، وزمن الرحلة من المدخل إلى ارتفاع 9.5 كم (إدخال المظلة) حوالي 10 دقائق.

في حالات الطوارئ، يتم توفير الانتقال إلى النسب الباليستي (الحمل الزائد يصل إلى 9 وحدات) عن طريق لف SA في لفة مع السرعة الزاوية 12.5 درجة/ثانية. تكون مركبة الهبوط مستقرة بشكل ثابت بالمعنى الدائري وقادرة على الوصول إلى زاوية الهجوم المحسوبة حتى لو تم انتهاك الاتجاه الأولي.

النزول عند العودة بسرعة الهروب الثانية

سرعة الاقتراب من الأرض عند العودة من القمر قريبة من السرعة الكونية الثانية، وفي الرحلات الجوية بين الكواكب تتجاوزها. في ظل هذه الظروف، من الممكن الانتقال إلى مدار أرضي منخفض مع الهبوط اللاحق، وهو أمر غير موات من وجهة نظر الطاقة، وبالتالي فإن مخطط الدخول المباشر إلى الغلاف الجوي مع سرعة الهروب الثانية هو أكثر عملية؛ تم اعتماد هذا المخطط للمركبة الفضائية زوند وأبولو.

ممر المدخل(الشكل 3.14) هي منطقة تقع بين مسارين أقصى مسموح بدخولهما، ويتم تحديد المسار العلوي منهما من خلال حالة التقاط SA بواسطة الغلاف الجوي باستثناء الطيران في مدار متوسط ​​(يجب أن يؤدي الغوص الأول إلى السرعة أقل من السرعة الفضائية الأولى)، والأقل - من خلال الأحمال الزائدة المقبولة كحد أقصى مسموح به. يتم التعبير عن حدود ممر المدخل من خلال ارتفاعات الحضيض الشرطي أو زوايا المدخل.

تتيح لك الجودة الديناميكية الهوائية أثناء الهبوط المتحكم فيه توسيع ممر الدخول وتحسين دقة الهبوط. يتم إنشاء نمط الحركة بحيث، مع الانحرافات العلوية في الارتفاع، تضغط قوة الرفع على المركبة الفضائية نحو الأرض، وتدخلها في ممر المسار المطلوب، وفي حالة الدخول شديد الانحدار، فإنها ترفع المسار إلى الأعلى، منع النمو المفرط للأحمال الزائدة. بالإضافة إلى ذلك، يمكن أن تهدف نسبة الرفع إلى السحب إلى أداء مناورات النطاق والجانب. وهكذا، عند تطوير محطات المركبات الفضائية زوند، كانت مهمة الهبوط على أراضي الاتحاد السوفياتي على الطرق المارة المحيط الهنديمن الجنوب إلى الشمال، تم حلها بشكل حصري تقريبًا باستخدام الجودة الديناميكية الهوائية لتحقيق نطاق الطيران المطلوب ودقة الهبوط المقبولة.

عند دخول الغلاف الجوي بسرعة الهروب الثانية، تكون الجودة الديناميكية الهوائية في حدود 0.3 - 0.5 كافية؛ بالنسبة لمحطة المركبات الفضائية SA "Zond" تم أخذها بما يعادل 0.3، وتم أخذ ممر الدخول ليكون مساوياً لـ 20 كم على ارتفاع الحضيض التقليدي (متوسط ​​الارتفاع 45 كم)، مع مراعاة القيود المفروضة على الهبوط الباليستي الاحتياطي .

مسارات الهبوطعند دخولهم الغلاف الجوي، ضمن ممر الدخول المقبول، يكون لديهم قسمان مميزان: الغوص الأول، عندما تنخفض السرعة إلى قيمة أقل من السرعة الكونية الأولى، والغوص الثاني، الذي يختلف قليلاً عن الهبوط من المدار، و مع مسارات شديدة الانحدار تندمج الأقسام. منحنيات الحمل الزائد بمرور الوقت لها ذروتان، تختلف النسبة بينهما اعتمادًا على الشروط الأولية. مستوى متوسطالحمولة الزائدة هي 5 - 7 وحدات، ومع النسب الباليستية الاحتياطية - 15 - 16 وحدة. عند التحكم في نطاق الرحلة، فإن تكوين المسار عند الخروج من الغوص الأول (أو في مرحلة تقليل السرعة إلى السرعة الكونية الأولى) له أهمية أساسية؛ على سبيل المثال، بالنسبة لمحطة Zond SA، فإن زيادة زاوية الخروج أعطتنا زيادة في المدى بمقدار 2500 كيلومتر. التحكم في الغطسة الثانية غير فعال، وعند K = 0.3 يتم توفيره في نطاق ±350 كم.

الحماية الحراريةيعمل في ظل ظروف أكثر كثافة بكثير مما كان عليه أثناء الهبوط من المدار (انظر القسم 3.3)، مما يؤدي إلى زيادة متطلباته وزيادة كتلته بنسبة 20-30٪. عند تطوير الحماية الحرارية، من الضروري مراعاة وجود قمتين للتدفئة وعامل التبريد الجزئي للهيكل في الفاصل الزمني بينهما.

نموذج كاليفورنيا

بالنسبة للمركبة الفضائية فوستوك، تم اعتماد شكل كروي ومنحدر باليستي. من سمات الشكل الكروي أن إجمالي القوة الديناميكية الهوائية تمر دائمًا المركز الهندسيوفي جميع أوضاع الطيران يتم ضمان الاستقرار الثابت للطائرة بثقة. بالنسبة للمركبة الفضائية ميركوري، التي كانت تهبط أيضًا على طول مسار باليستي، شكل ذو مقدمة الجزء الكروي، سطح مخروطي جانبي (مخروط شبه زاوية 20 درجة) وأسطوانة في قسم الذيل (انظر الشكل 3.7، أ). كان لكبسولة العودة للمركبة الفضائية جيميني شكل مماثل، ولكن من خلال تغيير مركز الجاذبية، تمت موازنتها بزاوية هجوم تتوافق مع نسبة الرفع إلى السحب البالغة حوالي 0.2.

في عملية التحضير للعمل على مركبة الفضاء سويوز، تم إجراء التصميم والدراسات النظرية لـ SA في بلدنا أشكال مختلفةوقدراتهم، التي تهدف إلى العثور على أكثر من غيرها الأساليب العقلانيةالهبوط والهبوط. تمت دراسة طائرات SA ذات الانحدار الباليستي والجودة الديناميكية الهوائية في نطاق واسع، بما في ذلك التصميمات المجنحة، كما تمت دراسة ميزات طرق الهبوط الرأسي والأفقي (الطائرة). أظهرت الأبحاث الحاجة إلى التحكم في الحركة في الغلاف الجوي، وكفاية الجودة الديناميكية الهوائية بحوالي 0.3 للهبوط من المدار والدخول إلى الغلاف الجوي بسرعة الإفلات الثانية، وعدم عقلانية استخدام المخططات المجنحة لإعادة الطاقم إلى الأرض بسبب إلى خسائر جماعية كبيرة لتنفيذها. ونتيجة للبحث، تم اعتماد هبوط متحكم به بجودة ديناميكية هوائية منخفضة وطريقة هبوط عمودي للمركبة الفضائية سويوز. انتهى تحليل خيارات التكوين الديناميكي الهوائي باختيار شكل مركبة الهبوط من النوع "المصباح الأمامي" (الشكل 3.15، أ)، الذي كان سطحه الأمامي عبارة عن قطعة كروية، وتحول الجانب المخروطي بسلاسة إلى الجزء السفلي نصف الكرة الأرضية. في الوقت نفسه، تقرر توفير زاوية متوازنة للهجوم مع انحراف الوزن، والتحكم في الحركة مع المنعطفات. في الوقت نفسه، كانت هناك طريقة للتبديل إلى النسب الباليستي عن طريق التواء SA.

تم تطوير مبادئ مماثلة بشكل مستقل من قبل متخصصين أمريكيين وشكلت الأساس للقرارات المتعلقة بنزول مركبة أبولو الفضائية. كان شكل حجرة القيادة الخاصة بها (الشكل 3.15.6) يحتوي أيضًا على سطح مقطعي أمامي ومخروط جانبي، ولكن مع زيادة زاوية نصف الفتح، وتوفير نسبة رفع إلى سحب تبلغ حوالي 0.45. تُصنف مركبات الهبوط التابعة للمركبتين الفضائيتين سويوز وأبولو على أنها مركبات ذات جودة ديناميكية هوائية منخفضة.

تسمى الأشكال المتماثلة المحورية ذات الجزء الكروي الأمامي بالقطع. معظم مثال نموذجيتطبيقهم هو SA للمركبة الفضائية سويوز وأبولو. نصف قطر انحناء الجزء الأمامي (انظر الشكل 3.15) تقريبًا يساوي القطرالقسم الأوسط، والذي يوفر معامل سحب عاليًا عند السرعات الأسرع من الصوت واستقرارًا ثابتًا جيدًا عند موازنة زوايا الهجوم، لكن أشكال الأسطح الجانبية والسفلية مختلفة بشكل كبير. تعطي نصف الزاوية الصغيرة لمخروط SA للمركبة الفضائية سويوز، بالاشتراك مع السطح الكروي العلوي المتطور، معامل ملء حجمي عالي (نسبة الحجم إلى قوة 2/3 إلى منطقة القسم الأوسط) وتجعلها من الممكن الحصول على استقرار ثابت دائري. شكل المركبة الفضائية أبولو، المفقود في هذا الصدد، مظلل السطح الجانبيمما يزيد من الجودة الديناميكية الهوائية ويحسن ظروف الحماية من الحرارة. تم اختبار كلا النموذجين من SA أثناء النزول من الأول والثاني السرعات الكونيةوأكدت عقلانية استخدامها.

الخيارات الرئيسية لأجهزة الهبوط في الغلاف الجوي وأنواعها وأشكالها وميزاتها موضحة في الجدول. 3.1.

الحماية الحرارية

لحماية الطائرة من التسخين الديناميكي الهوائي، يتم استخدامها المواد الصلبةمقاومة بدرجة كافية للتأثيرات الحرارية والميكانيكية للتدفق وتشكيل الطبقة الخارجية لهيكل SA مع العزل الحراري ؛ تسمى هذه الطبقة الحماية الحراريةوالمواد - واقية من الحرارة.

ضمن الخيارات الممكنةتشمل أنظمة الحماية الحرارية الأنظمة الإشعاعية وأنظمة امتصاص الحرارة وأنظمة الجر. تعتمد الأنظمة المشعة على استخدام غلاف خارجي رقيق من مادة ذات درجة حرارة عالية، والتي عند تسخينها تشع الحرارة إلى الفضاء، مما يوازن تدفق الحرارة من التسخين الديناميكي الهوائي. الحد الأقصى المسموح به لدرجة حرارة التشغيل لمادة الغلاف يحد من شروط تطبيق الحماية الحرارية على تدفق الحرارة الوارد. تم استخدام هذا النوع من الحماية في المركبة الفضائية ميركوري، حيث تم تغطية سطحها الجانبي المخروطي ببلاط من سبائك النيكل والكوبالت بسمك 0.4 - 0.8 ملم مع طبقة من العزل الحراري تحتها.

الأنظمة التي تمتص الحرارة لا تبعث الحرارة فحسب، بل تتراكمها أيضًا في مادة يجب أن تكون سعتها الحرارية عالية وأن تكون الطبقة سميكة. تم استخدام مثل هذا النظام في مركبة ميركوري الفضائية في منطقة أكثر تعرضًا للإجهاد الحراري على الجانب سطح اسطوانيباستخدام صفائح البريليوم بسمك حوالي 5.5 ملم.

تسمح أنظمة الاستئصال (الاجتثاث - فقدان الكتلة عند التسخين) بتدمير الطبقة الخارجية والإزالة الجزئية لكتلة الحماية الحرارية. العمليات المعنية معقدة وتعتمد على المواد المستخدمة. عند استخدام البلاستيك العضوي، تتعرض طبقته الخارجية للتحلل الحراري تحت تأثير الحرارة، مما يؤدي إلى ظهور بقايا فحم الكوك وإطلاق المنتجات الغازية. بمرور الوقت، تزداد طبقة فحم الكوك وتنخفض منطقة التحلل إلى عمق المادة. عندما يتحلل البلاستيك، يتم امتصاص جزء كبير من الحرارة الواردة، ويتم نفخ الغازات الناتجة عبر البقايا المسامية إلى الطبقة الحدودية، تشويهها. وتقليل تدفق الحمل الحراري، وطبقة فحم الكوك ذات درجة الحرارة المرتفعة، بالإضافة إلى ذلك، تشع الحرارة. تكون العملية مصحوبة بإزالة جزء من طبقة فحم الكوك بسبب تأثير ميكانيكيمن جانب التدفق والحرق اللاحق المنتجات الغازية. يتم ضمان العزل الحراري لجسم CA بواسطة طبقة غير فحم الكوك من مادة استئصالية وطبقة عازلة للحرارة خفيفة الوزن، إذا تم تركيبها تحت الأولى.

يتم استخدام مواد استئصال مجتمعة ومتصاعدة. في الحالة الأولى، يتم إدخال مادة حشو (على سبيل المثال، الزجاج) في المادة، مما يقوي طبقة فحم الكوك، ويذوب على السطح ويتبخر جزئيًا. زادت المواد من هذا النوع من الكثافة والقوة. لا تشكل مواد التسامي (على سبيل المثال، البلاستيك الفلوري) بقايا فحم الكوك عند تسخينها، فهي تنتقل من الطور الصلب إلى الطور الغازي ولها نسبة نسبية درجة حرارة منخفضةالتسامي وإزالة الحرارة المنخفضة عن طريق الإشعاع.

تم استخدام المواد القاتلة للدروع الحرارية الأمامية لجميع المركبات الفضائية، وكذلك على السطح الجانبي للمركبة الفضائية لجميع المركبات الفضائية المحلية والمركبة الفضائية الأمريكية أبولو. على وجه الخصوص، في وحدة نزول المركبة الفضائية سويوز، يتكون الدرع الأمامي من مادة استئصالية مع حشو على شكل نسيج الأسبستوس، والحماية الحرارية الجانبية عبارة عن حزمة من ثلاث طبقات مصنوعة من مادة متسامية مثل البلاستيك الفلوري، وهو مادة كثيفة مادة استئصالية مثل الألياف الزجاجية، التي تخلق غلافًا متينًا، وعازلًا حراريًا على شكل مادة ليفية مشربة بمادة رابطة خفيفة. في هذه الحالة، يتم تغطية المقاطع العرضية للحماية الحرارية (البوابات، المفاصل، وما إلى ذلك) بحواف مصنوعة من مادة جر كثيفة. هذه الحماية الحرارية بسيطة في التصميم ومتقدمة تقنيًا.

في مركبة أبولو الفضائية، تم استخدام مادة استئصالية لملء هيكل قرص العسل المصنوع من الألياف الزجاجية والذي تم لصقه على جسم المركبة الفضائية.

عادةً ما يكون سمك الحماية الحرارية على سطح السيارة غير متساوٍ ويتم اختياره مع مراعاة توزيع التدفقات الحرارية ودرجة الحرارة المحددة لجسم السيارة. وهكذا، على المركبة الفضائية أبولو، يتراوح سمك الحماية من 8 إلى 44 ملم.

يجب أن يأخذ تصميم الحماية الحرارية في الاعتبار خصائص المواد جزئيًا ملحقات خطيةعند تسخينها.

مخطط التخطيط

الغرض من تطوير مخطط تخطيطي هو الترتيب العقلاني للطاقم والمعدات والعناصر الهيكلية الرئيسية ضمن النموذج المختار للمركبة، مع مراعاة متطلبات محاذاتها وتقليل الوزن والمتطلبات والقيود الوظيفية، بالإضافة إلى معالجة المشكلات قابلية التصنيع والتشغيل (التجميع، الوصول إلى المعدات وما إلى ذلك). في عملية البحث عن مخطط تخطيطي، يتم تحديد أو تحديد الأبعاد الهندسية للطائرة وتفاصيل تكوينها الديناميكي الهوائي.

على سبيل المثال، دعونا نفكر في أساسيات إنشاء مخطط تخطيطي لوحدة نزول المركبة الفضائية سويوز. كما هو معروف، يتم ضمان أفضل تحمل للأحمال الزائدة عندما يتم تطبيقها في اتجاه "الصدر - الظهر" بزاوية 78 درجة بين الخط الخلفي ومتجه القوة. لذلك، مع الأخذ في الاعتبار انحراف إجمالي القوة الديناميكية الهوائية (انظر الشكل 3.10)، يتم تثبيت المقاعد على طول الخط الخلفي بزاوية 70 درجة إلى محور SA. لديهم دعامات فردية ونظام تسخير وممتص للصدمات يقلل من الأحمال الزائدة أثناء الهبوط، والحركة التي تكون (ضربة العمل 250 مم) مصحوبة بتدوير الكرسي حول مفصل يقع في منطقة أرجل رائد الفضاء (الشكل 1). 3.16). قبل الهبوط، يتم "تجهيز" ممتص الصدمات (رفع المقعد إلى أعلى موضع)، مما يعده للعمل. من خلال الوضع المختار لرائد الفضاء، يتم ضمان تحمل جميع الأحمال الزائدة الأخرى أثناء الرحلة (تشغيل مركبة الإطلاق، وإدخال المظلات في التدفق، وما إلى ذلك).

إذا كان هناك مقصورتين صالحتين للسكن، فيجب أن يكون للمركبة الحد الأدنى من الأبعاد (انظر القسم 3.4)، والعامل المحدد في هذا الصدد هو قطر الجسم في المنطقة التي تم تركيب المقاعد فيها. تم تصميم المركبة الفضائية سويوز لتكون ذات ثلاثة مقاعد، وتبين أن الترتيب الأكثر إحكاما للمقاعد هو "المروحة" (انظر الشكل 3.16). بين الكراسي على طول المولد سطح مخروطيولأسباب تتعلق بالمحاذاة، تم تركيب حاويتين لنظام المظلة؛ في كثافة عاليةوضع (0.5 - 0.6 كجم / لتر) و كتلة كبيرةفهي تساهم في خلق الإزاحة الجانبية المرغوبة لمركز ثقل السيارة. وبناء على هذا المخطط ومع الأخذ في الاعتبار إمكانيات وضع المعدات في منطقة أسفل المقعد وعلى جدران المقصورة، تم تحديد قطر الجسم المعدني للمركبة (كحد أدنى مقبول) وكان يساوي 2 م.

في المركبة الفضائية سويوز، أمام رواد الفضاء في مقاعدهم، توجد لوحة أجهزة مركزية (انظر الشكل 3.16)، على طول حوافها توجد أجهزة التحكم والإشارة، أسفل لوحة الأدوات - أداة بصريةللمراقبة أثناء الالتحام وللتوجيه اليدوي للمركبة الفضائية، وعلى يمين ويسار المقاعد توجد نوافذ مراقبة؛ يتم تثبيت مقابض التحكم على المقعد المركزي. يقع الجزء الرئيسي من المعدات على إطارات الأدوات في الجزء السفلي الأمامي، حيث يتم أيضًا تركيب محركات هبوط سلسة، ومغطاة أثناء الهبوط بدرع أمامي يتم إسقاطه في قسم المظلة. يتم وضع أنظمة المظلات في حاويات محكمة الغلق ويتم إدخالها في التدفق عند تحرير أغطيةها. تحتوي مركبة الهبوط على فتحة سريعة الفتح، حيث يتم تركيب هوائي فتحة في الحماية الحرارية. المحركات النفاثةيتم تركيب قضبان وخزانات صغيرة مزودة بوقود أحادي المكون يغذيها خارج الدائرة المضغوطة.

في المركبة الفضائية سويوز ذات المقعدين، بدلاً من المقعد الأيسر، تم تركيب إطار به أسطوانات وتركيبات لتزويد البدلات الفضائية بالهواء في حالة انخفاض ضغط المركبة الفضائية.

أثناء الرحلة المدارية، تكون المركبة الفضائية والمقصورة المدارية مترابطتين، ويتم إغلاق المفصل بينهما بحيث يتم تشكيل دائرة مضغوطة واحدة. قبل الهبوط يتم فصلهم باستخدام أجهزة البيرو. يتم توصيل SA بمقصورة الانتقال (انظر الشكل 3.8) عن طريق روابط معدنية تمر عبر الدرع الأمامي، ويتم تحرير الأطراف الخارجية منها، عند فصل CC، بواسطة البيرولوك الخاص بحجرة الانتقال.

اختيار تخطيط وأبعاد SA سفينة فضائيةكانت سويوز خاضعة لمتطلبات الحد الأقصى من الاكتناز، مما جعل البحث الهندسي صعبًا بشكل خاص. وقد أكدت الخبرة التشغيلية للجنة المركزية هذه العقلانية القرارات المتخذةوالامتثال الخصائص التقنية SA لمهام الطيران.

وفي الوقت الحالي، انتقلت أبحاث الفضاء من التجارب الفردية إلى الاستخدام اليومي لتكنولوجيا الفضاء. توفر أنظمة المركبات الفضائية اتصالات عالمية، بما في ذلك التلفزيون والإنترنت؛ تتيح عمليات رصد الأرض من الفضاء إجراء التنقيب عن المعادن، والتنبؤ بشكل أكثر موثوقية بكوارث الطقس والأرصاد الجوية، ومراقبة الوضع البيئي، وغير ذلك الكثير. لكن الطريق إلى الفضاء لا يزال صعبا وخطيرا. ولسوء الحظ، حتى تكنولوجيا الفضاء الأكثر تقدما وتعقيدا لا يمكن الاعتماد عليها بشكل كامل. كما كانت هناك كوارث أودت بحياة الأبطال. وهكذا، أثناء النزول من المدار، كاد يوري غاغارين أن يموت وانتهت عودة رائد الفضاء السوفياتي فلاديمير كوماروف إلى الأرض بشكل مأساوي. من بين جميع مراحل الرحلة إلى الفضاء، النزول مركبة فضائية(KA) يبقى الأخطر.

يتضمن نزول المركبة الفضائية من المدار في النهاية هبوطًا بدون صدمات في منطقة معينة أو عند نقطة معينة على سطح الأرض. الهبوط الذي السرعة النسبيةالاقتراب من الأرض في وقت تحقيقه لا يتجاوز الحدود المسموح بها يسمى لينة. ومن وجهة نظر منهجية، يمكن تقسيم مسار الهبوط من مدار قريب من الدائري إلى أربعة أقسام مميزة (الشكل 1).

يتم تنفيذ قسم الكبح 1-2، كقاعدة عامة، عن طريق التنشيط قصير المدى لنظام دفع الكبح (BPS). الغرض من الكبح هو نقل المركبة الفضائية من المدار الأولي ss 1 (الشكل 2) إلى هذا المسار الإهليلجي s 1 s، حيث يقع محيطه (النقطة الأقرب إلى مركز الجذب) أدناه الحد الأعلىطبقات كثيفة من الغلاف الجوي. ارتفاع الحد العلوي للطبقات الكثيفة الغلاف الجوي للأرض(حدود الدخول) 100-120 كم.

قسم الطيران الحر للمركبة الفضائية 2-3 من لحظة إيقاف تشغيل TDU حتى لحظة وصوله (عبوره) للجزء العلوي حد مشروطالغلاف الجوي (الجزء خارج الغلاف الجوي هو 1 ثانية من مسار الهبوط). الحركة في هذه المنطقة، كتقريب أولي، يمكن اعتبارها حركة في مجال الجاذبية المركزي.

قسم الحركة في الغلاف الجوي 3-4 (الجزء الجوي في s n من مسار الهبوط). هذا هو المقطع من لحظة تجاوز الحد العلوي للغلاف الجوي حتى لحظة البدء في استخدام معدات الهبوط: نظام المظلة، قاذفة صواريخ الهبوط الناعم. عند هذه النقطة، تتعرض المركبة التي تهبط إلى الأرض لتأثير قوى هوائية كبيرة، أكبر بعدة مرات من تلك القوة جاذبية. تعتبر هذه المنطقة خطيرة سواء من حيث الأحمال الزائدة التي تتعرض لها المركبة الفضائية أو من حيث شدة التسخين الديناميكي الهوائي لجسم المركبة الفضائية.

قسم الهبوط 4-5 (من بداية استخدام جهاز الهبوط حتى لحظة الهبوط).

اعتمادًا على ما إذا كانت الجودة الديناميكية الهوائية (C y / C x - حيث C y وC x معاملات ديناميكية هوائية) مستخدمة أم لا أثناء مرحلة الطيران في الغلاف الجوي، يتم التمييز بين الهبوط الباليستي والهبوط المتحكم فيه.

نعني بالبالستية الهبوط دون استخدام الجودة الديناميكية الهوائية، ونعني بالهبوط المتحكم فيه - مع الجودة الديناميكية الهوائية. هذا التقسيم مشروط ويتم تقديمه فقط بغرض التأكيد على الجانب الأكثر أهمية من الهبوط (سواء تم استخدام الجودة الديناميكية الهوائية أم لا).

أثناء الهبوط الباليستي، يتميز القسم 3-4 بالفرملة الديناميكية الهوائية إلى هذه السرعة التي يمكن من خلالها تفعيل نظام المظلة، بينما يتكون السحب الديناميكي الهوائي من قوة السحب فقط، وتغيب قوى الرفع والجانبية تمامًا.

تعمل المكابح الهوائية على تقليل سرعة مركبة الهبوط من السرعة الفضائية الأولى إلى 150 - 250 م/ث.

وفي هذه الحالة تصبح قوة السحب مساوية لسقوط قوة الجاذبية على اتجاه الحركة ويصبح الهبوط منتظما. يمكن إجراء المزيد من الكبح حتى الهبوط الناعم (سرعة الهبوط عدة أمتار في الثانية) باستخدام نظام الكبح: المظلة أو الدوار (المروحة من نفس نوع المروحية) أو محرك صاروخي صغير.

تتمثل إحدى طرق الكبح الفريدة في التقاط مركبة الهبوط بواسطة طائرة باستخدام شبكة (تم استخدامها في الولايات المتحدة في 1960-1962 عند إنزال حاويات الأقمار الصناعية من سلسلة Discovery من المدار، وكذلك في عام 2004).

يجب تقسيم القسم 4-5 من مسار الهبوط بدوره إلى عنصرين مستقلين للهبوط: الكبح باستخدام نظام المظلة والكبح النهائي باستخدام نظام التحكم في الهبوط الناعم قبل الهبوط مباشرة.

أكثر واعدة هو تخطيطالهبوط في الغلاف الجوي الذي توجد فيه قوة رفع. يسهل الهبوط المنزلق على رواد الفضاء الهبوط، لأنه يوفر كبح أبطأ، مما يؤدي إلى تقليل الحمل الزائد إلى 3-4 (بالنسبة للنزول الباليستي عند زوايا دخول صغيرة بما فيه الكفاية، فهو 8-10). بالإضافة إلى ذلك، أثناء الهبوط المزلق، هناك إمكانية أساسية للتحكم في مدى واتجاه الطيران في الغلاف الجوي، مما يسمح، بشكل عام، إما بتنفيذ الهبوط بشكل أكثر دقة، أو تحديد منطقة الهبوط أثناء عملية الهبوط .

عند إجراء هبوط سلس على سطح القمر، الذي لا يحتوي على غلاف جوي، يتم فرملة المركبة الفضائية بواسطة المحركات النفاثة. ويسمى هذا النوع من الهبوط إطلاق طائرة. .

وأخيرا، فمن الممكن في الأساس مجموعالهبوط في الغلاف الجوي، أي. مثل هذا الهبوط الذي يتم فيه الكبح تحت العمل المشترك للقوى الديناميكية الهوائية والقوة التفاعلية.

وتحدثت الصحافة عن التنفيذ العملي الأنواع التاليةالنسب:

• الباليستية الهوائية (السفن "فوستوك" و "فوسخود" وما إلى ذلك) ؛
• الطيران الشراعي الهوائي (كابينة سفن سويوز، وما إلى ذلك)؟
• طائرة ("Luna-9 I"، "Luna-17"، وما إلى ذلك).

وصف موجز ل أنواع مختلفةيتيح لنا النسب أن نستنتج أن قيمة زاوية الدخول إلى الطبقات الكثيفة من الغلاف الجوي (وفي الشكل 2) لها تأثير كبير جدًا على الأحمال الزائدة والتسخين الديناميكي الهوائي للمركبة الفضائية عند التحرك في الجزء الجوي من الغلاف الجوي مسار النسب (s في s n).

ومن الواضح أن حجم هذه الزاوية يعتمد على حجم الزيادة في سرعة الكبح. للقيام بذلك، من الضروري توجيه ناقل الدفع ضد ناقل السرعة (الشكل 2)، وتطبيق دفعة معينة من قوة التحكم على مركز كتلة المركبة الفضائية. وفقًا لنظرية التغير في الزخم، فإن هذا الدفع سيؤدي إلى تغير في السرعة تحدده العلاقة

وبهذا المعنى، يمكننا أن نتحدث عن دفعة التحكم في السرعة، وهذا يعني زيادة في السرعة الناجمة عن عمل قوة دافعة (·t). تتجلى خصوصية الهبوط خلال الجزء الجوي من الرحلة. لذلك، سنعتبر لحظة عبور المركبة الفضائية الحد العلوي التقليدي للغلاف الجوي بمثابة حالة الحركة الأولية. لحساب النسب الباليستي، يكفي تحديد الارتفاع H في هذه اللحظة الزمنية والسرعة وزاوية ميل ناقل السرعة إلى الأفق المحلي في (الشكل 2). المعلمة الرئيسية التي تميز شدة دخول المركبة الفضائية إلى الغلاف الجوي هي زاوية الدخول. يحدد سرعة الدخول الرأسية

V r = V مدخلات الخطيئةمدخل

أو بزوايا إدخال صغيرة

V r = إدخال V ·مدخل

على سبيل المثال، متى مدخلات الخامس = 8000 م / ث،مدخل = - 0.1 راد. لدينا V r = 800 م/ث.كلما زادت زاوية الدخول، زاد انغماس المركبة الفضائية في الغلاف الجوي. يصاحب الانغماس في الغلاف الجوي زيادة في قوة السحب

س = ج × السيرة الذاتية 2 ق/2، وبالتالي الأحمال الزائدة

n x =Q/mg 0 = C x (h) V 2 S/(2m g 0),أين

(ح) - كثافة الهواء حسب الارتفاع

عندما الزائد ن س، زيادة، يصل إلى القيمة ن س = | الخطيئة| من هذه اللحظة يبدأ الكبح (تقليل السرعة).

متطلبات مسارات الهبوط.

تنشأ متطلبات مسارات الهبوط من طبيعة المشكلة التي يتم حلها. لو نحن نتحدث عنحول نزول مركبة فضائية مأهولة (مأهولة)، فإن المطلب الرئيسي هو السلامة. وفي المقابل، يتم الحكم على سلامة الطيران أثناء الهبوط من خلال مجموعة من الخصائص مثل الحد الأقصى للحمل الزائد، ومدة عمل الأجسام الكبيرة (الأعلى) مستوى معين) الأحمال الزائدة والتدفئة الهوائية والحد الأقصى للانحرافات لنقطة الهبوط على طول المدى وفي الاتجاه الجانبي.

ترجع المجموعة الثانية من المتطلبات إلى محدودية إمدادات الوقود على متن المركبة الفضائية وتتلخص في الاستخدام الأكثر عقلانية لاحتياطيات الطاقة المتاحة. إذا كانت مركبة الهبوط في مرحلة التصميم، فإنها تسعى جاهدة لتلبية جميع المتطلبات الأخرى لمسار الهبوط بأقل استهلاك ممكن للطاقة.

إذا كانت المركبة الفضائية قد تم إنشاؤها بالفعل بإمداد معين من سائل العمل للمحرك الموجود على متنها، فإن مطلب تقليل الخطأ هو السائد.

لذا، فإن التحميل الزائد والتدفئة الهوائية والانزلاق واستهلاك الطاقة - هذه قائمة بأهم الخصائص التي تنظمها شروط السلامة والكفاءة في شكل متطلبات معينة.

يجب التأكيد على أن متطلبات الحد الأدنى من الحمل الزائد والتدفئة (الحد الأدنى لوزن الحماية الحرارية) واستهلاك الطاقة وأخيراً التبديد غير متوافقة (متناقضة). على سبيل المثال، كلما كان الهبوط الباليستي أكثر انحدارًا (كلما زادت زاوية الدخول إلى الغلاف الجوي)، كلما قصر وقت الحركة في الغلاف الجوي، وقل اضطراب مسار الهبوط، ونتيجة لذلك، زادت دقة الهبوط. ومع ذلك، فإن زيادة زوايا الدخول إلى الغلاف الجوي، من ناحية، ترتبط بزيادة استهلاك الوقود اللازم لإكمال المناورة، ومن ناحية أخرى، يؤدي ذلك إلى زيادة الحد الأقصى للحمل الزائد. وبنفس الطريقة، فإن متطلبات الحد الأدنى من استهلاك الطاقة والحد الأدنى من الأخطاء متناقضة. ولذلك، فإن السؤال الذي يطرح نفسه بطبيعة الحال هو كيفية التعامل مع تبرير هذه المتطلبات.

عادة ما يصلون بالطريقة الآتية. يتم أخذ أحد أهم المتطلبات على سبيل المثال في تحديد الحد الأدنى لاستهلاك الطاقة. وتتم صياغة المتطلبات الأخرى في شكل قيود مثل المساواة أو عدم المساواة. على سبيل المثال، يجب ألا يتجاوز الحمل الزائد أثناء النزول قيمة معينة مسموح بها، أي. ن س<= n х доп.

عادة، اعتمادا على طبيعة دراسة النسب، فإن المطلب الرئيسي هو إما استهلاك الطاقة، أو تدفق الحرارة المتكامل، أو ملكة جمال. من أجل ضبط هذا القيد أو ذاك بشكل صحيح، من الضروري معرفة نطاق التغييرات المحتملة في هذه الكميات لمسارات الهبوط. على سبيل المثال، بالنسبة للنزول الباليستي، فإن أصغر قيمة للحد الأقصى للحمل الزائد هي حوالي 8، وبالتالي فمن غير الصحيح اشتراط ألا يتجاوز الحمل الزائد للنزول الباليستي، على سبيل المثال، 4-5. ويجب وضع القيود بحيث يكون هناك، في حدود جدواها، مسار نزول. لذلك، من المهم جدًا معرفة نطاق القيم المسموح بها للمعلمات التي تحدد النسب.

عادةً ما تسمى منطقة القيم المقبولة لمعلمات النسب بممر الدخول. من السهل هندسيًا تصور ممر الدخول إذا تم إنشاء مجموعة من مسارات الهبوط المسموح بها من نقطة معينة في المدار (نقطة التلاشي). ومع ذلك، من الناحية الكمية، يتم تقديم ممر الدخول في شكل بعض التبعيات بين معلمات النسب.

يوضح الشكل 3 اعتماد الحد الأقصى للحمل الزائد n x max ومعامل معين يميز تدفق الحرارة المتكامل Q y على زاوية الدخول إلى الغلاف الجوي للنزول الباليستي. في هذا الشكل، يتم تمثيل ممر الدخول بالنطاق المقبول لزوايا إعادة الدخول. يتم تحديد الحد الأيسر من شرط الدخول الآمن (التقاط الغلاف الجوي للمركبة الفضائية)، ويتم تحديد الحد الأيمن من شرط ألا يتجاوز الحمل الزائد أثناء الهبوط n x إضافي. إذا قمت بفرض قيود على تدفق الحرارة الشامل، فقد يصبح هذا الممر أصغر. عند Q y = 1.5، تظهر الحدود اليسرى للممر بخط منقط.

من المنطقي التحدث عن ممر الدخول ليس فقط للهبوط الباليستي، ولكن أيضًا للهبوط باستخدام الجودة الديناميكية الهوائية.

المناورة في الغلاف الجوي من خلال استخدام الجودة الديناميكية الهوائية يمكن أن تقلل بشكل كبير من مستوى الحمل الزائد الأقصى. يحدث التغيير في المستوى الأقصى للحمل الزائد عن طريق تنظيم شدة غمر المركبة الفضائية في الغلاف الجوي باستخدام قوة الرفع. وهذا يضمن الكبح على المدى الطويل في طبقات الغلاف الجوي الرقيقة مع انخفاض الأحمال الزائدة. يظهر في الشكل 4 اعتماد تقريبي لـ n x max على K=C y /C x عند زوايا دخول تتراوح من 0 إلى -2° من مدارات دائرية منخفضة.

إذا أخذنا في الاعتبار الهبوط الباليستي والهبوط بالجودة الديناميكية الهوائية من نفس المدارات الأولية، فمن خلال استخدام الجودة نحصل على توسيع لممر الدخول. يتم نقل الحد الأيمن إلى زوايا دخول أكبر مسموح بها بسبب "قطع" ذروة قوة الجاذبية، وفيما يتعلق بالحدود اليسرى، يمكن قول ما يلي إذا تم استخدام قوة الرفع الموجهة من مركز الأرض في البداية قسم الدخول، سيسهل ذلك خروج المركبة الفضائية من الغلاف الجوي، ونتيجة لذلك ستتحول الحدود اليسرى نحو زوايا دخول أكبر. إذا لم يتم استخدام الرفع في القسم الأولي، فستبقى الحدود اليسرى دون تغيير في النهاية، إذا كانت عند عند قسم الدخول الأولي، يتم توجيه قوة الرفع نحو مركز الأرض، وهذا سيمنع المركبة الفضائية من مغادرة الغلاف الجوي (بسرعات دخول عالية) ويكون الدخول المستقر ممكنًا بزوايا دخول أصغر.

فيما يتعلق بتدفق الحرارة الإجمالي، تجدر الإشارة إلى أنه بسبب الزيادة في مدة الرحلة، عندما يتم "قطع" ذروة الحمل الزائد، يزداد تدفق الحرارة.

إن وجود قدرات المناورة في المركبة الفضائية، والتي تحددها القيمة القصوى للجودة الديناميكية الهوائية، يخلق متطلبات موضوعية لتحسين مسار الهبوط في الغلاف الجوي. إذا قمنا بتحسين مسارات الهبوط في ظل قيود مختلفة، فمن الممكن العثور على الحد الأقصى لممر الدخول.

عند تحسين التحكم في النزول، تنشأ قيود إضافية. على وجه الخصوص، يجب ألا تتجاوز الجودة الديناميكية الهوائية K max. بالإضافة إلى ذلك، قد يتم وضع قيود على زاوية التدحرج وزاوية الهجوم.

وبالتالي، يمكن تنظيم مجموعة متطلبات نزول المركبة الفضائية بالشكل التالي:

1. المتطلبات العامة لجودة النسب:

الحد الأدنى من استهلاك الطاقة.

الحد الأدنى من تدفق الحرارة المتكامل؛

الحد الأدنى من التشتت على طول النطاق وإلى الجانب؛

2. القيود المفروضة على مسار الهبوط ومعلمات التحكم:

وفقا لإمدادات سائل العمل على متن المركبة الفضائية؛

وفقًا للتوجيه المحتمل لمتجه الدفع لوحدة TDU، على سبيل المثال، يجب أن يكون المحرك موجهًا نحو الشمس؛

وفقا للحمل الزائد المسموح به؛

وفقًا للجودة الديناميكية الهوائية المسموح بها؛

حسب زاوية الهجوم واللفة؛

حسب التدفق الحراري المسموح به؛

أمان تسجيل الدخول.

الأدب.

1. كتاب مرجعي هندسي في تكنولوجيا الفضاء. دار النشر العسكرية التابعة لوزارة الدفاع في اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية ، 1977.

يحتفل العالم أجمع هذا العام بالذكرى الخمسين لأول رحلة بشرية إلى الفضاء. كانت بداية عصر الفضاء بمثابة انتصار للفكر الإنساني في العديد من مجالات العلوم والتكنولوجيا. ومن أهم وأصعب المشاكل حماية المركبة الفضائية من الحرارة الزائدة عند عودتها إلى الأرض.

يعلم الجميع أن الأجسام الكونية الصغيرة التي تسقط على الأرض من الفضاء بشكل كامل أو شبه كامل تحترق في طبقات كثيفة من الغلاف الجوي. تؤدي السرعات العالية للمركبات الفضائية التي تدخل الغلاف الجوي إلى ارتفاع درجات الحرارة إلى 7000-8000 درجة مئوية في تدفق الهواء القادم عند الحافة الأمامية. ولا توجد مادة في الطبيعة يمكنها تحمل درجات الحرارة هذه. ولكن من الممكن الحفاظ على سطح السفينة.

العامل الأول الذي يساعد على إنقاذ مركبة الهبوط الفضائية هو وقت الهبوط المحدود. ومع ذلك، قد لا يكون لدى تدفقات الحرارة التي تدخل هذا الجسم أو ذاك، وتدميره، الوقت الكافي لإكمال هذا "العمل" قبل توقف النزول. يتم استخدام هذا التأثير: للحماية الحرارية للمركبة الفضائية. لهذا الغرض، يتم تطبيق طلاء خاص على الجزء الخارجي من السكن، والذي دمرت بواسطة التدفئة الهوائيةأثناء امتصاص بعض الحرارة. نظرًا لأن حجم التدفق الحراري الذي يدخل أثناء نزول الجهاز لكل وحدة مساحة أمر مؤكد تمامًا، فمن الممكن اختيار سمك الطبقة الواقية من الحرارة بحيث يتم امتصاص هذا التدفق بالكامل عند تدميره ، ويظل الجسم الرئيسي للجهاز سليما. تسمى طريقة الحماية الحرارية التي تعتمد على عملية تدمير محددة مسبقًا لمادة تمتص تدفق الحرارة التبريد الجر.يتم تحديد إمكانية استخدامه بشكل أساسي من خلال وجود مواد تكون قادرة عند تدميرها على امتصاص كمية كبيرة من الحرارة وفي نفس الوقت تتمتع بكثافة محددة منخفضة نسبيًا وقوة مرضية.

ابتداءً من منتصف الخمسينيات، عندما واجه متخصصو الصواريخ مسألة الحماية الحرارية للرؤوس الحربية الصاروخية العائدة، تم تطوير مواد بلاستيكية خاصة تعتمد على راتنجات الفينول فورمالدهايد ذات خصائص جيدة لامتصاص الحرارة. في أوائل الستينيات، تم تطوير مواد جديدة تعتمد على راتنجات الايبوكسي، والتي، على الرغم من أنها لم تظهر خصائص استئصالية جيدة، إلا أنها كانت تتمتع بخصائص ميكانيكية وتكنولوجية جيدة. وبالإضافة إلى الألياف الزجاجية، يتم حاليًا استخدام الأسبستوس والكربون والكوارتز والجرافيت وبعض أنواع الألياف الأخرى.

يُستخدم البلاستيك المقوى على نطاق واسع في صناعة الدروع الحرارية للمركبات الفضائية العائدة. على الرغم من الكثافة النوعية المنخفضة للمواد البلاستيكية، فإن كتلة هذه الشاشات كبيرة، لذلك لتقليلها، يُنصح باختيار شكل مقصورة النسب بمساحة سطحية أصغر تخضع لأحمال حرارية قوية. مناسبة لهذا الغرض بشكل جيد نصف الكرة الأرضية، والذي غالبا ما يستخدم في الممارسة العملية.

على سبيل المثال، وحدة النزول (المسبار) للمحطات من نوع فينيرا لها شكل كروي ومجهزة بعدة طبقات من الطلاء الواقي من الحرارة، يتم تدمير جزء منها أثناء الكبح الديناميكي الهوائي، والجزء المتبقي يحمي معدات المسبار من الحرارة العالية درجات حرارة كوكب الزهرة تصل إلى 280 درجة مئوية على سطحه. ومن الناحية الحرارية، فإن ضمان سلامة الجزء المادي من المركبات التي تهبط على سطح الكواكب الأخرى هو أمر أصعب بكثير مما هو عليه عند النزول من مدار قريب من الأرض. ويفسر ذلك حقيقة أن المركبات "الغريبة" تدخل الغلاف الجوي للكواكب بسرعة كونية ثانية أعلى.

لحل مشكلة الحماية الحرارية للمركبات الفضائية أثناء نزولها في الغلاف الجوي للكواكب، من الضروري مراعاة بعض السمات الباليستية للرحلة. على سبيل المثال، يُنصح بتوجيه مسبار النزول إلى الغلاف الجوي لكوكب المشتري في مسار لطيف، بحيث تقع نقطة الدخول بالقرب من خط استواء الكوكب، ويتحرك المسبار في اتجاه دورانه. سيؤدي ذلك إلى تقليل سرعة السيارة بالنسبة للغلاف الجوي للكوكب، وبالتالي تقليل حرارة هيكلها. تم اختيار تكوين المسبار بحيث يبدأ في التباطؤ على ارتفاعات عالية، حيث لا يزال الغلاف الجوي مخلخلًا بشكل كبير. هناك الكثير من الميزات الباليستية المرتبطة بتسخين المركبات الفضائية أثناء هبوطها اختيار مسار الرحلة الأمثليمكن اعتبارها بحق إحدى طرق الحماية الحرارية.

تبين أن مشكلة الحماية الحرارية صعبة بشكل خاص بالنسبة للمركبات الفضائية القابلة لإعادة الاستخدام. تؤدي أسطحها المطورة إلى كتلة كبيرة جدًا من الطلاء الواقي من الحرارة. بالإضافة إلى ذلك، فإن شرط الاستخدام القابل لإعادة الاستخدام يطرح، بشكل عام، مهمة تطوير المواد التي يمكنها تحمل الأحمال الحرارية الناتجة دون تدمير. على سبيل المثال، درجات الحرارة القصوى على سطح جسم مركبة فضائية أمريكية قابلة لإعادة الاستخدام هي 1260-1454 درجة مئوية. يجب الحفاظ على درجة حرارة التشغيل لسبائك الألومنيوم التي صنع منها الغلاف بحيث لا تزيد عن 180 درجة مئوية. ولكن حتى هذه القيمة غير مرضية لطاقم الجهاز وأدواته. ويتطلب تخفيضها الإضافي استخدام تدابير إضافية: زيادة العزل الحراري الداخلي للمقصورة، وإزالة الحرارة باستخدام نظام التحكم الحراري، وما إلى ذلك.
في الواقع، يتم تقسيم سطح الجهاز بالكامل وفقًا لمستوى درجة الحرارة إلى أربع مناطق، كل منها تستخدم طلاءها الخاص. ويتم استخدام مادة الكربون المقواة بألياف الكربون في مخروط مقدمة السيارة وأطراف جناحيها، حيث تتجاوز درجات الحرارة 1260 درجة مئوية. ومع عودة المركبة إلى الأرض، يتم تدمير هذه المواد ويجب استبدالها بمواد جديدة قبل كل رحلة لاحقة. عندما لا تتجاوز درجة الحرارة 371 درجة مئوية، يتم استخدام طبقة واقية من الحرارة مرنة وقابلة لإعادة الاستخدام. في المناطق التي تكون درجة حرارة السطح فيها 371-649 درجة مئوية، يتم استخدامه؛ كما أنها عبارة عن طلاء قابل لإعادة الاستخدام يتكون من 99.7% من ألياف الكوارتز غير المتبلورة النقية والتي يضاف إليها رابط السيليكا الغروي. يتم أيضًا تنفيذ الحماية الحرارية لجزء السكن بدرجة حرارة 649-1260 درجة مئوية باستخدام العزل القابل لإعادة الاستخدام. الفرق يكمن في حجم البلاط (152x152 ملم بسماكة تتراوح بين 19-64 ملم).
تجدر الإشارة إلى أن متطلبات الطلاءات الواقية الحرارية للسفينة القابلة لإعادة الاستخدام متنوعة تمامًا ومعقدة للغاية. لذلك، على سبيل المثال، يجب أن تكون هذه الطلاءات محددة للغاية الخواص البصرية،ما هو ضروري للحفاظ على درجة حرارتها أثناء الطيران المداري وأثناء مرحلة الهبوط. يجب أن تتحمل الأحمال الديناميكية الكبيرة عندما تدخل السيارة إلى طبقات الغلاف الجوي الكثيفة. لحل هذه المشكلة، أصبحت المادة مسامية - تشغل الفراغات 90٪ من حجم البلاط. ونتيجة لذلك، فإن الضغط في البلاط يساوي دائمًا الضغط المحيط، لذلك يتم نقل جميع الأحمال الديناميكية الهوائية إلى سطح الهيكل الرئيسي للسفينة.

في هذه المذكرة، تطرقنا فقط إلى مشاكل الحماية الحرارية للمركبات الفضائية، محاولين إظهار الحلول الأساسية للمشكلة التي تم اقتراحها أثناء تصميم مركبات الهبوط الأول. إن العلم لا يقف ساكنًا؛ فالحلول الجديدة والمواد الجديدة ستساعد في تحقيق أحلام البشرية في استكشاف الفضاء.

المواد الرئيسية للمقالة مستعارة من الكتاب سالاخوتدينوفا جي إم. "الحماية الحرارية في تكنولوجيا الفضاء" منشورة على البوابة www.astronaut.ru

لا يمكن أن يكون الدخول إلى الغلاف الجوي شديد الانحدار، لأنه في هذه الحالة ستكون منطقة الكبح صغيرة، وسيكون وقت الكبح قصيرًا، وستحدث الزيادة في كثافة الغلاف الجوي بسرعة كبيرة. نتيجة لذلك، ستواجه المركبة الفضائية أو السفينة التي تحمل أشخاصا الكثير من الحمل الزائد، مما قد يتسبب في تدمير المعدات أو - وهذا هو الشيء الرئيسي - وفاة رواد الفضاء. بشكل أساسي، تقريبًا جميع مسارات العودة من القمر، والتي تقع نقاط حضيضها تحت سطح الأرض، يجب اعتبارها "شديدة الانحدار". "الأكثر انحدارًا" هو، بطبيعة الحال، مسار مستقيم (عمودي).

بعد دخولها الغلاف الجوي، تترك المركبة الفضائية، تحت تأثير مقاومتها، مسار كيبلر وتغرق في الأسفل. ولذلك فإن الحضيض الذي تمت مناقشته لا يتحقق فعلياً حتى عندما يقع فوق سطح الأرض. يطلق عليهم مشروطة.

إذا كان الحضيض الشرطي مرتفعا جدا فوق سطح الأرض، فلن تواجه المركبة الفضائية سوى مقاومة ضعيفة من الطبقات النادرة من الغلاف الجوي، والتي لن تكون كافية لإجبارها على السقوط على الأرض. ونتيجة لذلك، فإنه، بعد أن فقد جزءًا صغيرًا من سرعته، سوف يهرب إلى الفضاء خارج الغلاف الجوي ويتحول إلى قمر صناعي أرضي بمدار إهليلجي كبير. بعد أن أكمل ثورة واحدة، سيعود إلى الغلاف الجوي، وبعد أن فقد بعض السرعة، سيدخل مرة أخرى في مدار بيضاوي الشكل، أصغر بالفعل ومختلف قليلاً. سيقترب الأوج من الأرض، وسيقترب الحضيض أيضًا، ولكن بشكل ضعيف جدًا، وسيدور المحور الرئيسي للمدار بزاوية معينة (في الشكل 100 هذا الدوران مبالغ فيه) نظرًا لأن اتجاه الخروج من ينحرف الجو قليلاً عن اتجاه الدخول. يتيح عدد كبير من "أشكال الحذف الكبحية" هذه، من حيث المبدأ، إطفاء السرعة الهائلة الكاملة للدخول الأولي إلى الغلاف الجوي تدريجيًا.

عيب طريقة القطع الناقص للكبح هو أن استخدامها يجعل من المستحيل تقريبًا تحديد موقع الهبوط مسبقًا، والأهم من ذلك أنها تتطلب وقتًا طويلاً للفرملة. بالإضافة إلى ذلك، فإن العبور الدوري لمناطق الإشعاع يشكل خطورة على صحة رواد الفضاء وغير مقبول للعودة إلى الأرض من القمر والكواكب. ولذلك فإن العودة إلى الفضاء الخارجي بسرعة تتجاوز السرعة الدائرية أمر غير مرغوب فيه.

ومع ذلك، فإن طريقة "القطع الناقص الكبح" (أو طريقة "المدار الإهليلجي المخمد") تعتبر أحيانًا خيارًا محتملاً للنزول في حالة الطوارئ.

لا ينبغي أن يكون الحضيض لمسار العودة مرتفعًا جدًا. ولكن، كما رأينا، لا يمكن أن تكون منخفضة للغاية. وبالتالي، فإن العودة إلى الغلاف الجوي عند العودة من القمر لا يمكن أن تتم إلا في ممر ضيق، يتم تحديد الحد الأدنى له من خلال الحد الأقصى المسموح به من الأحمال الزائدة، والحد الأعلى من خلال شرط تقليل السرعة إلى الحد الأقصى المحلي على الأقل. سرعة دائرية بحيث ينتهي الفرملة عند أول دخول إلى الغلاف الجوي (شكل 101).

أرز. 100. طريقة "القطع الناقص للفرامل".

أرز. 101. ممر العودة إلى الغلاف الجوي: 1 - مسارات الحمولات الزائدة الخطرة، 2 - مسارات "عبر" لا تؤدي إلى الهبوط ("منطقة عدم الالتقاط").

للعودة إلى الأرض، عليك الدخول إلى الممر الضيق المعين. يُفهم عرض الممر على أنه الفرق في ارتفاعات الحضيض الشرطي لمساري كيبلر الحدوديين. إنه صغير جدًا لدرجة أنه في طريق العودة إلى الأرض، من الضروري بالتأكيد تصحيح المسار.

في الواقع، إذا افترضنا أن الحد الأقصى المسموح به لمعامل الحمولة الزائدة يجب ألا يتجاوز 10، فعند دخول الغلاف الجوي بسرعة الهروب الثانية، يجب أن يكون عرض الممر 10 كم فقط. يشار إلى هذه القيم تقريبًا في عدد من الأعمال.

ومع ذلك، هناك طريقة نزول تسمح لك بتوسيع ممر المدخل ولها عدد من المزايا الأخرى. هذا هو نزول الانزلاق المألوف بالفعل، أو النزول بجودة ديناميكية هوائية.

يمكن أن يكون جهاز الانزلاق عبارة عن كبسولة على شكل مخروط غير حاد، يدور بزاوية الهجوم، أو مخروط بمقطع طولي لطيف (نوعية هوائية مثل السفن الأمريكية جيميني وأبولو)، أو يكون له جسم حامل ( الجودة الديناميكية الهوائية 1 أو أكثر)، أو لها أجنحة (الجودة الديناميكية الهوائية أكبر من 2).

لنفترض أن مركبة ذات جودة ديناميكية هوائية دخلت الغلاف الجوي تحت "حد القصور" (الحد الأدنى لممر الدخول)، والذي كان ينبغي أن تكون عليه أثناء دخول باليستي. في هذه الحالة، سينحرف المسار لأعلى، وسيتمكن الجهاز من الهبوط أثناء النزول ببطء، حتى لا تكون الأحمال الزائدة مفرطة. وبالتالي، فإن الحد الأدنى لممر الدخول سوف ينخفض.

ويمكن زيادة الحد الأعلى لممر الدخول ("حد التحليق") بطريقة مماثلة. بمجرد تجاوز هذا الحد، يمكن للمركبة الشراعية البقاء في الغلاف الجوي إذا تم إنشاء قوة رفع سلبية (تطير الطائرة الشراعية "رأسًا على عقب")، وتميل إلى الضغط على المركبة نحو الأرض. عندما ينتهي خطر الذهاب إلى الفضاء الخارجي، سيكون من الضروري جعل قوة الرفع إيجابية مرة أخرى. للقيام بذلك، يجب أن يدور جهاز الانزلاق حول محوره الطولي.

وهكذا، في حالة الهبوط المزلق، يتم تحديد عرض ممر الدخول على أساس الفرق في ارتفاعات حضيضين مشروطين: الأول يتوافق مع المسار الذي هو "حدود الالتقاط" (الخروج من الغلاف الجوي بسرعة قريبة من الدائرية) عند استخدام الرفع السلبي؛ والثاني يتوافق مع المسار الذي يكون فيه الحد الأقصى للحمل الزائد هو الحد الأقصى المسموح به، ويفترض استخدام الرفع الإيجابي.

إذا حددنا عرض ممر المدخل فيمكن الإشارة إليه بالصيغة التقريبية التالية:

هنا a هي سرعة الدخول إلى الغلاف الجوي بدون أبعاد، أي.

سرعة الدخول، المرتبطة بالسرعة الدائرية المحلية للمركبة التي تدخل الغلاف الجوي؛ pmax - الحد الأقصى المسموح به لمعامل الحمل الزائد الطولي، أي الحمل الزائد في اتجاه الحركة (هذا هو الخطر، وليس الحمل الزائد المستعرض)؛ نصف قطر الأرض؛ X هو ما يسمى "تناقص الكثافة اللوغاريتمية"، وهو يوضح معدل انخفاض كثافة الهواء في الغلاف الجوي مع الارتفاع.

فيما يتعلق بالتدوين الأخير، نلاحظ أن التغير في الكثافة مع الارتفاع فوق سطح الأرض يمكن كتابته تقريبًا في النموذج - كثافة الغلاف الجوي عند مستوى سطح البحر)، وهذا الاعتماد يعكس بشكل جيد الحالة الحقيقية للأمور حتى الارتفاع. قيمة X لها بُعد. قيمتها العكسية تسمى "كثافة عامل القياس" ولها معنى فيزيائي بسيط: فهي توضح الارتفاع بالكيلومترات، عند الارتفاع الذي تنخفض فيه كثافة الهواء بعامل. للأرض.

في الواقع، يمكن تبسيط الصيغ مع الأخذ في الاعتبار ذلك بالنسبة للأرض وذلك عند العودة من منطقة القمر، لكننا لا نفعل ذلك، لأن صيغة عرض ممر الدخول I عالمية: وهي صالحة لدخول الغلاف الجوي لأي كوكب بسرعة تتجاوز السرعة الدائرية المحلية.

ومن الغريب أنه، كما يتبين من الصيغة أعلاه، فإن عرض الممر يعتمد على معدل التغير في كثافة الغلاف الجوي مع الارتفاع، ولكن ليس على القيمة المحددة للكثافة، على سبيل المثال، على سطح الأرض. الكون. ويعتمد ذلك على نسبة قوة الرفع إلى قوة السحب، ولكن ليس على القيم المحددة لهذه القوى وليس على كتلة المركبة.

لاحظ أن الصيغة صالحة للحالات التي يتم فيها الإدخال بجودة ديناميكية هوائية ليست منخفضة جدًا. وعلى وجه الخصوص، لا يمكن استخدامه لحساب عرض ممر الدخول الباليستي.

إن استخدام المصعد يجعل من الممكن زيادة عرض ممر الدخول بشكل كبير مقارنة بعرضه أثناء الهبوط الباليستي وفقًا للبيانات). بالإضافة إلى ذلك، فإنه يوفر إمكانية إجراء مناورات إضافية (على وجه الخصوص، جانبية) في الغلاف الجوي، مما يسمح بالهبوط بدقة أكبر بكثير. إذا لزم الأمر، يمكن تنفيذ الارتداد لزيادة نطاق الرحلة. عند العودة إلى الغلاف الجوي (بعد الارتداد)، يمكن تعويض أخطاء الخروج السابق من الغلاف الجوي باستخدام الرفع. إذا كان النطاق الاسمي مع الإرتداد هو

ثم يمكن للجهاز الذي تبلغ نسبة الرفع إلى السحب فيه 0.4 زيادة أو تقليل هذا النطاق بنسبة وفي حالة نسبة الرفع إلى السحب، حتى بمقدار

بالمقارنة مع الهبوط الباليستي، يؤدي الهبوط ذو الجودة الديناميكية الهوائية إلى انخفاض حاد في الحمولة الزائدة، حيث يتم تمديد الكبح على مدى فترة زمنية أطول بكثير.

نظرًا لأن الوسط مخلخل جدًا بالقرب من الحد العلوي لممر الدخول، فقد تكون هناك حاجة إلى أجنحة كبيرة جدًا لإنشاء قوة رفع سلبية بالحجم المطلوب. لذلك، من الممكن أن يتم تحقيق نفس الهدف المتمثل في زيادة الحد بشكل أكثر فائدة من خلال زيادة المقاومة بشكل مصطنع باستخدام أجهزة الكبح مثل المظلات التي يمكنها تحمل درجات الحرارة المرتفعة.

ومن ناحية أخرى، في نهاية الهبوط، عندما تنخفض سرعة المركبة الشراعية بشكل كبير، يصبح الجسم الداعم غير فعال، وبالتالي، في المرحلة الأخيرة، يتم الهبوط الناعم بمساعدة المظلات أو الصاروخ. محرك. يمكن للطائرات الشراعية الفضائية، التي تبلغ نسبة الرفع إلى السحب حوالي 3-4، الهبوط على أجهزة المشي، كما هو الحال في الطائرات المدارية (على سبيل المثال، المكوك).

في الاتحاد السوفييتي، أُعيدت إلى الأرض لأول مرة المركبات الآلية التي غطت القمر أو كانت على سطحه.

إن التغلب على قوة الجاذبية واختراق سمك الغلاف الجوي والوصول إلى الفضاء الخارجي ليس بالمهمة السهلة. كيف تعود من الفضاء إلى الأرض؟

للوهلة الأولى، يبدو أن نزول المركبة الفضائية إلى الأرض يجب أن يكون أسهل بكثير من صعودها. يعلم الجميع جيدًا: من الصعب الصعود إلى أعلى، ولكن من الأسهل النزول. لسوء الحظ، تبين أن هذه الحقيقة البسيطة والواضحة ليست صحيحة تمامًا عند التعامل مع الهبوط من "جبل الفضاء". لقد نظرنا في تصميم مركبة فضائية مأهولة مناسبة للرحلات الطويلة في الفضاء الخارجي. وتتكون من جزأين رئيسيين: المقصورة المدارية وما يسمى بوحدة الهبوط (وتسمى أيضًا مركبة إعادة الدخول). بالإضافة إلى ذلك، تحتوي السفينة على محرك مكابح وبطارية شمسية وعدد من الأنظمة الأخرى. يتم تسليم جميع مكونات السفينة هذه إلى الفضاء الخارجي من الأرض. لكن لا تعود السفينة بأكملها إلى الأرض، بل يعود جزء صغير منها فقط، وهو الجزء الذي يسمى وحدة الهبوط.

قبل البدء في النزول إلى الأرض، ينتقل جميع أفراد طاقم المركبة الفضائية إلى وحدة النزول. كما يضم أيضًا المعدات اللازمة لدعم حياة الطاقم، بالإضافة إلى مواد المراقبة التي يقوم بها الطاقم وفقًا لخطة الرحلة. تنفصل الأجزاء المتبقية من السفينة عن مركبة الهبوط في اللحظة المناسبة وتسقط بعد مرور بعض الوقت على الأرض. إن عبارة "السقوط على الأرض" ليست دقيقة تمامًا. أجزاء المركبة الفضائية التي "تسقط على الأرض" لا تصل إلى سطح الأرض. من خلال المرور عبر طبقات الهواء الكثيفة، فإنها تسخن وتحترق، تمامًا كما تحترق النيازك الحديدية والحجرية التي تدخل الغلاف الجوي للأرض.

لم يزر الإنسان الفضاء القريب من الأرض فحسب، على مسافة 200 - 300 كيلومتر من سطح الأرض، بل زار أيضًا ما يسمى بالفضاء العميق. إن شروط هبوط المركبات الفضائية العائدة من الفضاء السحيق والقريب إلى الأرض ليست هي نفسها. وكونها في الفضاء الخارجي بالقرب من الأرض، تتحرك السفينة بسرعة = 8 كم/ثانية، أي أن لها سرعة الإفلات الأولى. في مثل هذه السرعة من الحركة حول العالم، على ارتفاعات حيث لا يوجد غلاف جوي أو لا يوجد غلاف جوي تقريبًا، يمكن للسفينة البقاء لفترة طويلة جدًا دون الابتعاد عن الأرض أو السقوط عليها. ما الذي يجب فعله حتى تبدأ السفينة في النزول إلى الأرض، أي السقوط؟ للقيام بذلك، يجب عليك تقليل سرعة حركتها.

على الرغم من أن كل شخص يعود من رحلة طويلة وبعيدة عادة ما يرغب في العودة إلى المنزل في أسرع وقت ممكن، إلا أنه لا ينبغي للمرء أن يعود من الفضاء على عجل لأنه ليس من السهل، أو بالأحرى، ليس رخيصًا إبطاء مركبة فضائية. لقد قلنا بالفعل أن كل كيلوغرام إضافي من البضائع في السفينة هو أمر غير مرغوب فيه للغاية. يمكن إبطاء مركبة فضائية تتحرك في مدار حول الأرض عن طريق تشغيل محرك يطور قوة دفع موجهة ضد حركة السفينة.

لنفترض أن كتلة السفينة الفضائية وكل ما عليها (بدون وقود) يساوي 3 أطنان، فما كمية الوقود التي تحتاجها على متن السفينة لتقليل سرعتها من 8 إلى 4 كم/ثانية؟

ومن أجل تقليل سرعة السفينة بمقدار 4 كم/ثانية، من الضروري تشغيل المحرك، مما يخلق قوة دفع موجهة في الاتجاه المعاكس لحركتها. لنفترض أن سرعة عادم نواتج احتراق الوقود من فوهة محرك الكبح ستكون 3000 م/ث (وهي قيمة يمكن تحقيقها بالنسبة للمحركات الصاروخية الحديثة التي تعمل بالوقود السائل). تسمح لنا الصيغة التي وضعها تسيولكوفسكي بتحديد أن الكتلة الأولية للمركبة الفضائية، أي كتلتها مع الوقود، قبل تشغيل محرك الكبح يجب أن تكون 11.4 طن، وبالتالي يجب أن يكون الوقود في السفينة = 8400 كجم. وبالتالي فإن كتلة الوقود المطلوب حرقه في محرك الكبح تتجاوز كتلة هيكل السفينة والحمولة الموجودة فيها بما يقرب من 3 مرات. تعتبر طريقة فرملة المركبات الفضائية هذه غير اقتصادية للغاية ويصعب تنفيذها من الناحية العملية، نظرًا لأن توصيل مثل هذه الكتلة الكبيرة من الوقود إلى الفضاء الخارجي ليس بالأمر السهل ولا الرخيص. ولكن اتضح أنه ليس من الضروري إبطاء المركبة الفضائية التي تقوم برحلة مدارية كثيرًا حتى تتمكن من البدء في الهبوط إلى الأرض.

للبدء في التحرك على طول مسار الهبوط، يجب أن تفقد السفينة جزءًا صغيرًا فقط من سرعتها. يكفي تقليل سرعة المركبة الفضائية بمقدار 200 - 250 م / ثانية. بالنسبة للحالة التي تناولناها، أي بالنسبة لمركبة فضائية تزن 3 أطنان، يمكن تحقيق فقدان في السرعة قدره 200 متر/ثانية عن طريق التشغيل قصير المدى لمحرك الكبح عندما يحرق وقودًا كتلته أقل من عُشر كتلة الوقود. كتلة السفينة. لكن المركبة الفضائية يجب أن تهبط بسرعة صفر تقريبًا، وإلا ستحدث كارثة - ستتحطم السفينة والطاقم الموجود فيها في لحظة الهبوط. كيف يمكن للمرء أن يسلب من السفينة كل أو معظم الطاقة الحركية التي تمتلكها؟ أشار K. E. Tsiolkovsky إلى طريقة مجدية عمليًا لإبطاء مركبة فضائية، دون إهدار الوقود. يمكن أن تلعب القشرة الهوائية للأرض، وفقًا لتسيولكوفسكي، دور مكبح للمركبة الفضائية العائدة من رحلة بين الكواكب إلى الأرض. الفرامل مع الهواء؟ قد لا يبدو مثل هذا الاقتراح واقعيا تماما. لكن تذكر كيف تهب الريح على وجهك عندما تتزلج بسرعة على جبل شديد الانحدار. حاول إخراج يدك من نافذة السيارة أثناء سرعتها على الطريق السريع. يتحول الهواء من انعدام الوزن تقريبًا وغير محسوس إلى مرن. ستواجه صعوبة في إبقاء راحة يدك متعامدة مع الاتجاه الذي تتحرك فيه السيارة.

إن سرعة المركبة الفضائية عند دخولها الغلاف الجوي للأرض (بعد أن تم إبطاؤها بمقدار 100 - 200 م / ثانية) تتجاوز سرعة أسرع طائرة بنحو 28 مرة. عند هذه السرعات الهائلة، يُظهر الهواء مقاومة كبيرة للحركة. ترتبط أي مقاومة بمظهر الاحتكاك. ويحدث الاحتكاك أيضًا عندما تتحرك الأجسام في الهواء. خذ قطعتين من الخشب وافركهما معًا بسرعة. - ماذا تلاحظ؟ - تسخن قطع الخشب - وهذا نتيجة لتحول عمل الاحتكاك الذي تقوم به إلى حرارة. ويصاحب الاحتكاك بالهواء أيضًا إطلاق الحرارة.

عندما تتحرك المركبة الفضائية في الغلاف الجوي للأرض، لا يحدث احتكاك الهواء فقط. أثناء مرور السفينة عبر الغلاف الجوي، فإنها تخلق موجة من الهواء المضغوط أمامها. لا ينضغط الهواء تدريجيًا، بل خلال فترة زمنية قصيرة جدًا. ما حجم هذا الضغط؟ تظهر الحسابات أن الضغط في الهواء المضغوط أثناء حركة المركبة الفضائية يمكن أن يصل إلى 50 ضغطًا جويًا. تعلم من مقرر الفيزياء الخاص بك أن الانضغاط السريع أو التمدد للغاز يحدث عمليًا دون تدفق إلى الداخل ودون إزالة الحرارة، نظرًا لقصر الوقت، لا يتوفر للحرارة وقت للهروب إلى البيئة (أثناء الضغط) أو الانتقال منها البيئة الخارجية (أثناء التوسع). وتسمى مثل هذه العمليات أدياباتيك.

بسبب الضغط الأديابي، يتم تسخين طبقة الهواء الموجودة أمام المركبة الفضائية الطائرة إلى درجة حرارة عالية. يمكن أن تصل درجة حرارة طبقة الهواء المضغوط بواسطة مركبة فضائية إلى 8000 درجة كلفن، وهذه درجة حرارة عالية جدًا. ولا توجد مواد على الأرض يمكن أن تبقى في حالة صلبة عند درجة الحرارة هذه. تبدأ معظم المواد المقاومة للحرارة بالتحول إلى غاز أو سائل عند درجة حرارة 4000 - 4500 درجة مئوية. فهل ستتمكن المركبة الفضائية من تحمل درجات الحرارة المرتفعة هذه؟ بالإضافة إلى ذلك، عليك أن تتذكر أن هناك أشخاصًا داخل السفينة خلف بدنها.

يتطلب كبح المركبة الفضائية باستخدام فرامل هوائية الالتزام ببعض الاحتياطات، وإلا فقد لا تتباطأ السفينة فحسب، بل تحترق أيضًا قبل الوصول إلى الأرض. يبدأ نزول السفينة من مدار قريب من الأرض بتباطؤها في الفضاء الخارجي، حيث لا يوجد هواء. للقيام بذلك، يتم تشغيل محركات الكبح لبعض الوقت، والتي تطور الدفع الموجه في الاتجاه المعاكس لحركة السفينة. بعد اشتعال محركات الكبح، تغير المركبة الفضائية مسارها وتبدأ في الهبوط، وتقترب من الأرض.

عادة ما تطير المركبة الفضائية في مدار حول الأرض على مسافة ما من حدود الغلاف الجوي، لذلك بعد الكبح، تنزل السفينة لبعض الوقت في مساحة لا يوجد بها هواء عمليًا. يجب ألا يقل وقت نزول السفينة في الفضاء الخالي من الهواء عن قيمة معينة. خلال هذا الوقت، يتم تنفيذ الأعمال التحضيرية على متن السفينة لدخول الغلاف الجوي. ولذلك، فإن الارتفاع الذي يمكن من خلاله تغيير مسار المركبة الفضائية، أي بدء الهبوط إلى الأرض، يقتصر على الوقت اللازم لإكمال العمل التحضيري.

ما الذي يجب فعله على متن المركبة الفضائية قبل دخولها الغلاف الجوي للأرض؟ بعد أن يتم فرملة السفينة بواسطة المحرك، يتم التخلص منها بكل شيء، وبدون ذلك يمكن أن تنزل. يتم التخلص من حجرة الخدمة ومحرك الكبح وبعض الأنظمة. ويتم ذلك من أجل تقليل كتلة المركبة الفضائية، وبالتالي تقليل كمية الطاقة التي يجب أخذها من السفينة أثناء هبوطها إلى الأرض.

أرز. 14. الهبوط له شكل العدس.

إن مركبات الهبوط للمركبة الفضائية السوفيتية سويوز والمركبة الفضائية الأمريكية أبولو لها مظهر العدس (الشكل 14). يتم تطبيق طبقة الحماية الحرارية الموجودة على مركبات الهبوط لهذه المركبات الفضائية بشكل غير متساو على السطح. على الجزء الأمامي يكون سمك الطبقة الواقية من الحرارة أكبر، وعلى الجانب الآخر (الجزء السفلي من الجهاز) يكون أصغر. تم ذلك من أجل تقليل كتلة مركبة الهبوط. يجب أن تتحمل طبقة سميكة من الحماية الأمامية الأحمال الميكانيكية الثقيلة وتضمن إزالة الحرارة القادمة من الهواء المضغوط الساخن.

إن الحماية الحرارية الموجودة في الجزء السفلي من مركبة النزول وأسطحها الجانبية، لا من حيث الخواص الميكانيكية ولا من حيث الخصائص الحرارية، مصممة لتحمل الأحمال التي يجب أن يتحملها الجزء الأمامي. وبالتالي، ومن أجل منع تدمير مركبة الهبوط أو تسخينها إلى درجة حرارة عالية بشكل غير مقبول أثناء الهبوط، يجب أن تدخل الغلاف الجوي للأرض مع توجيه الجزء الأمامي منها للأمام. للقيام بذلك، قبل دخول الغلاف الجوي، يجب أن يكون موجهًا بشكل مناسب، وفي مثل هذا الوضع الموجه، يدخل الغلاف الجوي للأرض.

يخدم التوجيه أيضًا غرضًا آخر، وهو التأكد من دخول مركبة الهبوط إلى الغلاف الجوي بزاوية معينة. لما هذا؟ تؤثر زاوية الدخول على عدد من معلمات عملية الهبوط. بالنسبة للمركبات الفضائية المأهولة، يتم تحديد زاوية الدخول إلى الغلاف الجوي بمقدار التسارع الذي يمكن أن يتحمله الشخص. لقد قلنا بالفعل أنه عندما يتم رفع مركبة فضائية إلى الفضاء الخارجي، تنشأ أحمال زائدة تتجاوز وزن الشخص عدة مرات.

على عكس الصعود، تتحرك المركبة الفضائية أثناء الهبوط بتسارع سلبي. ما هي القوى التي ستؤثر على الشخص الموجود في مركبة الهبوط أثناء نزولها؟ أولاً، قوة الجاذبية F = mg (m هي كتلة رائد الفضاء، g هو تسارع الجاذبية)، موجهة نحو مركز الكرة الأرضية. بالإضافة إلى ذلك، فإنه سيخضع لقوة مرنة موجهة في الاتجاه المعاكس. تنقل هاتان القوتان التسارع a، الموجه في الاتجاه المعاكس ~.

وبالتالي، عند النزول من المدار إلى الأرض، يتعرض رائد الفضاء لقوة موجهة من الأرض. تضغط هذه القوة على رائد الفضاء باتجاه مقعد المقصورة أو نحو السقف. من حيث الحجم، تتجاوز هذه القوة الوزن الطبيعي لرائد الفضاء (وزنه في حالة الراحة) بمقدار واحد. يمكن لأي شخص أن يتحمل الحمل الزائد، أي زيادة في وزنه بمقدار 10 إلى 12 مرة. (وبطبيعة الحال، في هذه الحالة يصبح غير صالح للعمل عمليا.) زيادة كبيرة في الوزن، أو، كما يقولون، الزائد الكبير، يشكل خطرا على حياة الإنسان.

ويعتمد الحمل الزائد الذي يتعرض له رواد الفضاء أثناء نزول مركبة الهبوط من المدار إلى سطح الأرض على الزاوية التي تتحرك بها مركبة الهبوط في الغلاف الجوي للأرض نحو الأفق.

أرز. 15. نزول المركبة الفضائية إلى الأرض.

دعونا نفكر في حالتين محتملتين لنزول مركبة الهبوط: أولاً، تتحرك المركبة على طول مسار شديد الانحدار؛ الثانية - تحدث الحركة على طول مسار لطيف، مما يجعل زاوية صغيرة مع الأفق (انظر الشكل 15). من الواضح أنه في الحالة الثانية، سيستمر الهبوط لفترة أطول بكثير مما كان عليه في الحالة الأولى. سيدخل الجهاز تدريجيًا إلى طبقات الغلاف الجوي الأساسية ويفقد سرعته تدريجيًا، ونتيجة لذلك سيكون التسارع السلبي لمركبة الهبوط صغيرًا. يسمح الهبوط على طول مسار يصنع زاوية صغيرة مع الأفق، مقارنة بالهبوط الحاد، بتوفير ظروف أكثر أمانًا للطاقم، أي تقليل الأحمال الزائدة إلى الحدود التي يتحملها جسم الإنسان بسهولة.

ومع ذلك، لا يمكن جعل زاوية الهبوط صغيرة جدًا، لأنه في هذه الحالة ينشأ تهديد آخر لسلامة الطاقم مرتبط بارتفاع درجة الحرارة.

دعونا نفكر في كيفية تأثير شكل مسار رحلة مركبة الهبوط على تسخينها. سبق أن قلنا أن معظم الطاقة الحركية والمحتملة التي تمتلكها المركبة الفضائية أثناء طيرانها المداري في الفضاء الخارجي تتحول إلى طاقة داخلية عند نزولها إلى الأرض. كيف ستسخن مركبة الهبوط عند نزولها إلى الأرض على طول مسار شديد الانحدار، مقارنة بالتحرك على طول منحنى معين يقع بزاوية صغيرة مع الأفق؟ أثناء الهبوط الحاد، تتباطأ مركبة العودة بشكل أسرع، ونتيجة لذلك، تفقد الطاقة بشكل أسرع. عند النزول على طول منحنى لطيف، يقضي الجهاز وقتًا أطول في طبقات الهواء المتخلخلة وبالتالي يقلل من السرعة بشكل غير حاد كما في الحالة الأولى. ومن الواضح أنه كلما كان المسار أكثر استواءً، كلما فقدت السيارة سرعتها بشكل أبطأ. وبالتالي، فإن كمية الحرارة المتولدة لكل وحدة زمنية عندما تهبط المركبة على طول مسار شديد الانحدار ستكون أكبر بكثير منها عند الهبوط على طول مسار يصنع زاوية صغيرة مع الأفق.

مما سبق، يشير الاستنتاج إلى أنه كلما كان مسار الهبوط أكثر انحدارًا، قل خطر ارتفاع درجة حرارة مركبة الهبوط، وبالتالي قل الخطر على الطاقم. لكن هذا الاستنتاج غير صحيح. من وجهة نظر الحفاظ على ظروف درجة الحرارة المقبولة للطاقم داخل مقصورة مركبة الهبوط، فإن الهبوط السلس للغاية أمر غير مرغوب فيه. ما الذي يفسر هذا؟ أنت تعلم أنه عند إطفاء الحرائق، غالبًا ما يتعين على فرق الإنقاذ الدخول إلى منزل محترق، ومحاربة طريقهم عبر النيران. يُغمر الإنسان بالماء، فيمر بثياب مبللة في جدار النار دون أن يضر نفسه. وكان بإمكانه أن يفعل ذلك ببدلة جافة، لو كانت الأخيرة مصنوعة من قماش غير قابل للاشتعال. تتراوح درجة حرارة اللهب للأجسام المشتعلة في الهواء عادة بين 450 - 500 درجة مئوية. هذه درجة حرارة عالية إلى حد ما، ولكن نظرًا لحقيقة أن رجل الإطفاء الذي يرتدي بدلته غير القابلة للاشتعال يكون في اللهب لفترة قصيرة جدًا، فإن البدلة ليس لديها وقت للإحماء، وبالتالي فإن درجة الحرارة المرتفعة هذه ليست خطيرة لشخص.

كيف سيشعر الشخص في نفس البدلة المصنوعة من قماش غير قابل للاشتعال إذا كانت درجة حرارة البيئة المحيطة به أقل ولو مرتين أو ثلاث مرات من درجة حرارة اللهب، ولكن الوقت الذي يقضيه فيها يُحسب بعدة دقائق؟ ومن الواضح أن هذا سيكون غير آمن ليس فقط للصحة، ولكن أيضا لحياة الإنسان. لم تكن البدلة المصنوعة من القماش غير القابل للاشتعال لتساعده - ففي مثل هذا الوقت الطويل كان جسم الإنسان يسخن إلى درجة الحرارة المحيطة، أي أنه كان سيرتفع درجة حرارته. تحدث صورة مماثلة عندما تتحرك مركبة الهبوط في الغلاف الجوي. إذا نزل الجهاز على طول مسار شديد الانحدار، يتم توفير كمية أكبر من الحرارة له لكل وحدة زمنية مقارنة بالتحرك على طول مسار مسطح. ولكن لكي تصل الحرارة إلى مقصورة الجهاز، حيث يوجد الطاقم، فإن الأمر يستغرق وقتًا. وتعتمد هذه المرة على طبيعة وسمك الطبقة الواقية من الحرارة المطبقة على السطح الخارجي لمركبة النزول، وخصائص العزل الحراري الذي يقع تحت طبقة الحماية من الحرارة.

إذا حدث نزول المركبة بسرعة، فإن وقت الإحماء قد لا يكون كافياً، ومن ثم، على الرغم من كمية الحرارة الكبيرة التي تزود بها مركبة النزول لكل وحدة زمنية من الخارج، من الغازات الساخنة الموجودة في الغلاف الجوي، فإن لن يتوفر للهواء داخل المقصورة الوقت الكافي لتسخينه كثيرًا. أثناء الهبوط الطويل (على طول مسار مسطح)، على الرغم من أنه سيتم توفير حرارة أقل لكل وحدة زمنية من الهواء الأقل سخونة، إلا أن بعضًا منه سيظل لديه الوقت للمرور داخل مقصورة مركبة الهبوط من خلال الطبقة الواقية من الحرارة والعزل الحراري جلد السيارة مما يؤدي إلى تسخين الهواء وجميع العناصر الموجودة داخل المقصورة.

وبالتالي، فإن المؤشرين اللذين تعتمد عليهما سلامة نزول طاقم المركبة الفضائية إلى الأرض، مثل الحمولة الزائدة والتدفئة، يتغيران بشكل مختلف اعتمادًا على نوع مسار نزول مركبة النزول في الطبقات الكثيفة من الغلاف الجوي. يتطلب تقليل الحمل الزائد مسارًا سلسًا ووقتًا طويلًا للنزول. على العكس من ذلك، فإن عدم جواز ارتفاع درجة حرارة مقصورة مركبة الهبوط يتطلب الهبوط على مسار أكثر انحدارًا مع وقت قصير لبقاء السيارة في طبقات كثيفة من الهواء. ويتم اختيار مسار الهبوط بحيث لا يتجاوز الحمل الزائد القيمة المسموح بها لجسم الإنسان، وفي الوقت نفسه لا تزيد درجة الحرارة داخل مقصورة المركبة، حيث يتواجد الطاقم، عن 40 درجة مئوية. - 50 درجة مئوية. يمكن لأي شخص أن يتحمل درجة الحرارة هذه بسهولة. تُظهر الممارسة الواسعة بالفعل المتمثلة في إنزال المركبات الفضائية المأهولة من المدار إلى الأرض أن القيم المسموح بها للأحمال الزائدة ودرجات حرارة الهواء داخل المقصورة يتم ضمانها عندما يكون وقت الهبوط في الطبقات الكثيفة من الغلاف الجوي 20 - 25 دقيقة.

قمنا بفحص ظروف نزول مركبة العودة من الفضاء القريب أو القريب من الأرض. نظرًا لوجود الجسم الفضائي بالقرب من الأرض والتحرك حولها، تبلغ سرعته حوالي 8 كم/ثانية (سرعة الهروب الأولى). لكي تتمكن مركبة فضائية من الذهاب إلى الفضاء السحيق وزيارة أي جرم سماوي في نظامنا الشمسي، يجب أن تصل سرعتها إلى 11.2 كم/ثانية (أي سرعة الهروب الثانية). وسيتعين عليه أيضًا العودة من الفضاء السحيق بالسرعة الكونية الثانية. كيف يؤثر هذا على ظروف النزول؟

قبل أن نفكر في نزول مركبة فضائية إلى الأرض بعد عودتها من رحلة بين الكواكب، دعونا نتعرف على كيفية اقتراب الأجسام الفضائية من جرم سماوي مثل القمر.

ولكون المركبة الفضائية في مدار قريب من الأرض، فإن سرعتها تساوي السرعة الفضائية الأولى. بامتلاكه هذه السرعة، لا يمكنه السقوط على الأرض، لكنه أيضًا لا يستطيع الابتعاد عن الأرض أو الطيران إلى الأجرام السماوية الأخرى.

أرز. 16. مسارات قمر صناعي للأرض بسرعات مختلفة بالنسبة للكرة الأرضية.

إذا أعطيت السفينة سرعة أكبر من السرعة الكونية الأولى، ولكن أقل من السرعة الكونية الثانية، فسوف تستمر في التحرك حول الأرض، فلن تتمكن من الطيران إلى الفضاء بين الكواكب؛ ومع ذلك، فهو لن يتحرك في مدار دائري، بل في مدار بيضاوي الشكل (الشكل 16). سيكون طول المحور الرئيسي للقطع الناقص أكبر، كلما زادت سرعة المركبة الفضائية (تتجاوز السرعة الكونية الأولى).

يجب أن أقول إن جميع الأقمار الصناعية الأرضية تقريبًا الموجودة في مدار أرضي منخفض لا تتحرك في دائرة، بل في شكل بيضاوي. لماذا؟ في بعض الأحيان يكون المسار الإهليلجي لقمر صناعي للأرض ضروريًا لأداء مهامه في الفضاء. وفي هذه الحالات، يتم إعطاء الأقمار الصناعية عمدا سرعة أعلى قليلا من السرعة الكونية الأولى. بالنسبة للجزء الأكبر، فإن مسار الأقمار الصناعية الاصطناعية هو بيضاوي الشكل لأنه من الصعب ببساطة التأكد من أن سرعة القمر الصناعي على الارتفاع المحسوب تتوافق تمامًا مع السرعة الكونية الأولى.

مع زيادة سرعة المركبة الفضائية، يتغير مسارها من الشكل الإهليلجي إلى القطع المكافئ. السرعة التي تكتسب بها المركبة الفضائية مسارًا مكافئًا تسمى السرعة الكونية الثانية، وهي تساوي ~ 11.2 كم/ثانية. المسار المكافئ، مثل المسار الدائري، له أهمية نظرية فقط. رحلات سفن الفضاء والمركبات الفضائية غير المأهولة إلى القمر والكواكب الأخرى في النظام الشمسي (المريخ والزهرة) لا تتم على طول مسارات مكافئة، ولكن على مسارات زائدية. لا يمكن لسفينة الفضاء أن تتحرك على طول القطع المكافئ إلا إذا كانت سرعتها تتوافق تمامًا مع السرعة الكونية الثانية، وإذا كانت أقل قليلاً، فسوف تتحرك على طول منحنى مغلق - شكل بيضاوي، أي لن تكون قريبة من الأرض ولن تكون كذلك قادرة على الطيران إلى الكواكب الأخرى في النظام الشمسي. إذا أعطيت للسفينة سرعة أكبر بقليل من السرعة الكونية الثانية، فإن مسارها لن يصبح قطعًا مكافئًا، بل قطعًا زائدًا. القطع الزائد هو منحنى مفتوح، والمركبة الفضائية، بعد أن تحولت إلى مسار زائدي، لا يمكنها الاقتراب من الأرض عند التحرك على طولها. سوف يبتعد عنها أكثر فأكثر وسيفقد الاتصال بها في النهاية، أي أنه سيتوقف عن الشعور بفعل الجاذبية.

وبالتالي، من أجل الطيران إلى القمر أو أي كوكب في النظام الشمسي، يجب أن تُمنح المركبة الفضائية الموجودة في مدار قريب من الأرض سرعة تساوي أو تزيد قليلاً عن السرعة الكونية الثانية. إذا تم إيقاف تشغيل المحرك بعد أن تصل المركبة الفضائية إلى سرعة أكبر قليلاً من السرعة الكونية الثانية، فستستمر السفينة في التحرك على طول مسار زائدي.

أرز. 17. عند النقطة أ، قوة جذب جسم ما للأرض (F h) تساوي قوة جذب هذا الجسم للقمر (F l)

يوجد مكان في الفضاء الخارجي يتعرض فيه الجسم الموجود عند هذه النقطة لقوى جاذبية متساوية بين القمر والأرض (الشكل 17). فإذا أعطيت السفينة سرعة كافية تمكنها من التحليق إلى هذه النقطة وعبورها قليلا فإنها ستتأثر بالجاذبية القمرية بدرجة أكبر من الجاذبية الأرضية. إلى النقطة المحايدة، حيث تكون قوى الجاذبية للقمر والأرض متوازنة بشكل متبادل، تطير المركبة الفضائية، وتستهلك الطاقة الحركية التي ينقلها إليها المحرك للتغلب على قوة الجاذبية للأرض. في هذا القسم، يبدو أنه يكتسب ارتفاعًا فوق الأرض. إن حركة المركبة الفضائية بعد النقطة المحايدة تحت تأثير جاذبية القمر لا ينبغي اعتبارها بعد الآن حركة صعودية بالنسبة إلى الأرض، بل كسقوط نحو الأسفل نحو القمر. إذا كانت السفينة أثناء الصعود، أي عند الطيران إلى نقطة محايدة، تقلل سرعتها باستمرار، فبدءًا من هذه النقطة، وتحت تأثير جاذبية القمر، تتسارع باستمرار، وتزداد سرعتها. بالقرب من القمر، تصل سرعة المركبة الفضائية إلى قيمة السرعة الكونية الثانية (ولكن ليس لظروف الأرض، ولكن لظروف القمر). وبمساعدة محرك الكبح، تنخفض سرعة السفينة إلى السرعة الكونية القمرية الأولى. وبهذه السرعة ستتحرك السفينة حول القمر دون أن تسقط أو تبتعد عنه. السرعة الكونية القمرية الأولى لا تساوي السرعة الكونية الأولى القريبة من الأرض.

ونظرًا لكون كتلة القمر أقل من كتلة الأرض بـ 81 مرة، فإن تسارع الجاذبية للقمر أقل من تسارع الجاذبية للأرض، كما أن سرعة الهروب الأولى للقمر تبلغ 1.7 كم/ فقط. ثانية. ما هو الضروري لخروج المركبة الفضائية من المدار القمري والتوجه إلى الأرض؟ من الواضح، كما هو الحال في حالة الانطلاق من الأرض إلى القمر، فإنه يحتاج إلى إعطاء ما يسمى بسرعة الهروب القمرية الثانية. بالنسبة للفضاء القريب من الأرض، تبلغ سرعة الهروب الثانية 11.2 كم/ثانية؛ أما بالنسبة للفضاء القريب من القمر فهي أقل بكثير. يمكن للمركبة الفضائية مغادرة منطقة الجاذبية القمرية والتحليق إلى الأجرام السماوية الأخرى في النظام الشمسي إذا تجاوزت سرعتها قليلاً 2.4 كم / ثانية. وبهذه السرعة، ستبدأ المركبة الفضائية في الابتعاد عن القمر، وترتفع إلى أعلى بالنسبة لسطحه.

تتحرك المركبة الفضائية على طول مسار زائدي، وستبتعد عن القمر، مما يقلل سرعتها تدريجيًا. سوف تتحول طاقتها الحركية إلى طاقة محتملة. بعد أن وصلت إلى النقطة المحايدة، حيث تتوازن قوة جاذبية القمر مع قوة جاذبية الأرض، ستبدأ المركبة الفضائية في السقوط نحو الأرض. عند النقطة المحايدة، سيكون لدى المركبة الفضائية الحد الأقصى من الطاقة الكامنة (بالنسبة للأرض).

كلما اقتربت من الأرض، ستنخفض الطاقة الكامنة، وتزداد الطاقة الحركية. وعند اقترابها من الأرض ستكتسب المركبة سرعة تقارب 11.2 كم/ثانية، أي السرعة الكونية الثانية. من غير الآمن أن نبدأ نزولنا إلى الأرض بهذه السرعة. قبل البدء في النزول، من الضروري تقليل سرعة السفينة. ولكن كيف؟

لقد حددنا بالفعل كمية الوقود التي يجب حرقها في محرك الصاروخ من أجل تقليل سرعة المركبة الفضائية من 8 إلى 4 كم/ثانية. اتضح أن هذا يتطلب الكثير من الوقود حتى يكون لمسار فرملة الأجسام الفضائية أهمية عملية. ومن الأصعب كبح جسم يتحرك بسرعة 11.2 كم/ثانية. تُظهر حسابات وممارسات الرحلات الفضائية في الاتحاد السوفيتي والولايات المتحدة الأمريكية أن مشكلة كبح المركبات الفضائية التي تتحرك بسرعة الهروب الثانية يمكن حلها بنجاح إذا تم استخدام تأثير الكبح للغلاف الجوي للكرة الأرضية. عندما تعود مركبة فضائية إلى الأرض من رحلة مدارية، عندما لا تكون سرعتها أعلى بكثير من السرعة الكونية الأولى، يمكن تحقيق هبوط آمن باستخدام تأثير الكبح للغلاف الجوي إذا كانت الزاوية المناسبة لدخول السفينة إلى الطبقات الكثيفة يتم ضمان الغلاف الجوي. ستسخن السفينة، التي تدخل تدريجياً طبقات الهواء الأكثر كثافة، وتتباطأ في نفس الوقت حتى تصل إلى سطح الأرض.