/
Author: Авдуевский В.С. Успенский Г.Р.
Tags: машиностроение народное хозяйство космические исследования
ISBN: 5-217-00587-4
Year: 1989
Similar
Text
л- -а &* КОСМИЧЕСКОЕ
i*i--^\-
МАШИНОСТРОЕНИЕ
йй^Й Часть
1
НАРОДНОХОЗЯЙСТВЕННЫЕ
КОСМИЧЕСКИЕ
I КОМПЛЕКСЫ
Часть
2
НАУЧНЫЕ
КОСМИЧЕСКИЕ
КОМПЛЕКСЫ
Часть
3
В.С.Авдуевский
Г.Р.Успенский
КОСМИЧЕСКАЯ
ИНДУСТРИЯ
2-е издание
переработанное и дополненное
Москва
• Машиностроение
1989
Космическая индустрия / B.C. Авдуевский, Г.Р. Успенский. — 2-е
изд., перераб. и доп. — М.гМашиностроение, 1989. — 568 с.
ISBN 5-217-005874
Изложены проблемы создания и использования народнохозяйственных и
научных космических комплексов, принципы их построения, закономерности
проектных параметров и методика проектирования. Рассмотрены результаты
космической деятельности, потребности в ней народного хозяйства и науки,
перспективные возможности космической техники и пути ее эволюции. Во
втором издании (1-е изд. 1985 г., под назв. "Народнохозяйственные и научные
космические комплексы") особого внимания заслуживает часть I. Здесь
изложено существо нового направления в машиностроении. Рассмотрены проблемы
создания, эксплуатации и перспективы развития различных космических
машин, в том числе крупногабаритных конструкций, орбитальных тросовых
систем, транспортных центров. Даны основы физики невесомости и анализ
состояния и путей развития орбитального производства кристаллов, медико-
биологических препаратов. Часть этих материалов вошла в книгу "Scientific and
Economy-oriented Space Systems" (пер. на англ. язык 1-го изд. под назв.
"Народнохозяйственные и научные космические комплексы"), выпущенную
издательством "Мир" в 1988 г.
Для научных работников. Будет полезна создателям космических
комплексов и специалистам различных отраслей народного хозяйства.
Библиогр. 123 назв. Ил. 282 Табл. 34.
Рецензент академик А. Ю. Ишлинский
3500000000-295
~0Ш0П~^89 295-89 ©Издательство "Машиностроение", 1985
©Издательство "Машиностроение", 1989, с изменениями
ПРЕДИСЛОВИЕ
При написании этой книги авторы ставили своей целью изложить
совокупность вопросов', связанных с созданием народнохозяйственных и
научных космических комплексов на основе анализа задач и результатов
космических исследований и научно-технических достижений космической
техники.
Космические исследования направлены на решение кардинальных
проблем человечества: познания окружающей среды, поиска сырьевых и
энергетических ресурсов, совершенствования технологии и улучшения
информационного обеспечения и т.д. Глобальность и высокая информативность
наблюдений из космоса позволили принципиально по-новому решать
задачи исследования природных ресурсов Земли, охраны окружающей среды
и метеорологии. В практику повсеместной жизни вошли и продолжают
развиваться космические системы связи и телевещания, обеспечивающие
решение задач информативного обслуживания людей в самых удаленных
районах страны. На борту космических орбитальных станций получены
вещества и материалы с принципиально новыми свойствами. Кроме того,
космическая техника оказала большое влияние на стимулирование дальнейшего
развития наук о Земле, Солнце, Вселенной и таких областей науки и
техники, как кибернетика, вычислительная техника, материаловедение, химия
и физика. Все это имеет большое значение для развития фундаментальных
знаний, совершенствования хозяйственной деятельности, повышения
материального благосостояния людей и их интеллектуального уровня.
Народнохозяйственные космические комплексы успешно
используются многими отраслями как принципиально новые высокоэффективные
технические средства, дающие возможность на качественно новом уровне
и экономически весьма рентабельно решать стоящие перед ними задачи.
Для нужд связи и телевещания используются спутники "Молния", "Радуга",
"Горизонт", "Экран"; для прогноза погоды — спутники серии "Метеор";
Для навигации морских кораблей - спутники типа "Космос-1000"; для
исследования природных ресурсов Земли, управления деятельностью
Предисловие
6
природопользовательных отраслей и контроля окружающей среды -
орбитальные пилотируемые станции типа "Салют", "Мир", корабли типа "Союз",
спутники типа "Космос" и "Метеор". Кроме того, проведенные
исследования и эксперименты на станциях "Салют" по получению в условиях
невесомости высококачественных полупроводниковых и сверхчистых оптических
материалов, новых сплавов и лекарственных препаратов послужили мощным
катализатором развития металлургии, кристаллографии, химии и физики
невесомости.
Научные космические комплексы в настоящее время являются основ--
ным средством исследования околоземного космического пространства,
Луны, планет, Солнца, межзвездной среды, звезд и других объектов
Вселенной. Результаты исследований с помощью научных космических
комплексов дали уникальный материал для нашего познания окружающего
мира и, в частности, позволили построить физические модели
околоземного и межпланетного пространства; провести исследование поверхности,
недр и грунта Луны; исследовать атмосферу Венеры и физические условия
на ее поверхности; осуществить съемку поверхности Марса и изучение его
атмосферы; существенно расширить и углубить наши знания о Солнце и
астрофизических объектах. В свою очередь, зти результаты позволили
расширить и уточнить представления о происхождении Земли, ее эволюции как
планеты, зарождении и развитии атмосферы. Исследования солнечно-земных
связей в настоящее время уже получили практическое использование при
прогнозировании радиационной обстановки в космосе, состояний
магнитосферы, условий радиосвязи. Результаты астрофизических исследований
используются для развития фундаментальных знаний о физике материи,
что дает возможность поиска новых форм энергии и синтеза веществ с
необходимыми свойствами.
Получен огромный объем новой информации об окружающем нас мире
и накоплен значительный опыт разработки космической техники. Новая
информация рождает новые теории и гипотезы, а они, в свою очередь,
рождают новые задачи и требования к технике. Совместно эти факторы
являются решающими в проблеме определения основных направлений развития
космонавтики.
При написании этой книги авторы стремились изложить прежде всего
содержание основных направлений космического машиностроения и
основополагающие идеи формирования проектного облика космических
комплексов. Поэтому наряду с анализом результатов космических исследований и
достижений значительное место в книге отведено анализу проблем
космического машиностроения, физическим основам решения
народнохозяйственных и научных задач» космическими средствами, принципам построения
аппаратуры, исследованию способов выявления закономерностей проектных
космических комплексов.
Предисловие
7
Книга содержит результаты, полученные авторами лично и совместно с
коллегами по работе. „ „к
Авторы признательны академику В.П. Мишину за советы, данные при
обсуждении материалов книги. „Iimvra.
Авторы выражают глубокую благодарность академику А.Ю. Ишлинс-
кому за ценные замечания, сделанные им при рецензировании книги.
Часть I
КОСМИЧЕСКОЕ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
Разработка космических аппаратов и комплексов основывается на
результатах исследований таких наук, как космическая строительная механика,
динамика крупногабаритных конструкций, космическое материаловедение,
космическая технология, космическая эргономика, космическая
робототехника, физика невесомости.
Космические
конструкции
Первые искусственные спутники Земли (ИСЗ), пилотируемые космические
корабли (КК), лунные, венерианские и марсианские космические аппараты
(КА), луноходы, грузовые корабли, орбитальные станции, связные,
метеорологические, природно-ресурсные, геодезические и навигационные
космические аппараты — вот тот разнообразный парк принципиально новых
технических систем, созданных всего за тридцать лет. Обслуживаемые
автоматические спутники, присоединенные и автономные модули, космические
корабли многоразового использования, космические платформы,
крупногабаритные космические аппараты, буксиры космос — космос,
базы-станции — аппараты следующего десятилетия. Экспедиции к Марсу, напланетные
и межпланетные станции и транспортно-технические центры, лунные
поселения — космические сооружения следующего века.
1.1. НЕМАНЕВРИРУЮЩИЕ АВТОМАТИЧЕСКИЕ
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ
Неманеврирующие автоматические космические аппараты выводятся
ракетами-носителями (РН) на рабочие орбиты и остаются на них все
последующее время, не проводя никаких коррекций своей орбиты. Они
используются для исследования космического пространства и решения задач в
интересах народного хозяйства.
В космические аппараты входят специальное и служебное оборудование.
Специальное оборудование является основным на космическом аппарате,
так как выполняет операции в космосе, которые обеспечивают решение
целевых задач космическим комплексом. Характеристики специального
оборудования определяются назначением космического комплекса,
принципом его построения и уровнем космической технологии.
Так, искусственные спутники Земли, предназначенные для исследования
околоземного космического пространства, оборудуются магнитометрами,
датчиками числа и силы соударений с метеорными частицами, датчиками
интенсивности рентгеновского излучения и другими устройствами. Эти
устройства могут быть самыми различными по принципам построения и другим
характеристикам в зависимости от состава и точности измерения параметров.
Большинство из них имеют небольшие размеры, массу и энергопотребление.
Измерение некоторых параметров космоса требует сложных,
громоздких устройств. Так, для изучения космических частиц высоких энергий на
советском спутнике серии "Протон" применялось специальное
измерительное оборудование массой более 12 т. Для наблюдения из космоса за
планетами, Солнцем и звездами используются оптические и радиотелескопы.
На спутниках устанавливается специальная аппаратура для приема
излучения ультрафиолетового, видимого, инфракрасного и радиодиапазонов
(телевизионные камеры, инфракрасные и радиотепловые датчики),
световые маяки в виде ламп-вспышек большой мощности, радиомаяки,
уголковые отражатели лазерного излучения.
Спутники для отражения световых сигналов снабжены отражательными
поверхностями большого размера. Форма и технология изготовления таких
Космическое машиностроение
12
поверхностей могут быть самыми различными. Типичными являются
спутники серии "Эхо", представляющие собой сферу радиусом порядка 30 м из
тонкой майларовой пленки с напыленным на нее слоем алюминия.
Спутники для проведения экспериментов в космосе содержат
специальные устройства, позволяющие выявить возможность использования и
проверить правильность принятых принципов построения служебной аппаратуры
и элементов конструкции космических аппаратов. Натурные испытания в
космосе позволяют проверить качество проектирования, сборки,
изготовления и других производственных процессов.
Нормальную работу специальной аппаратуры в космосе обеспечивает
служебная аппаратура и силовая конструкция спутника. Служебная
аппаратура осуществляет ориентацию и стабилизацию спутника, снабжает
электроэнергией специальную аппаратуру и другие энергопотребляющие устройства,
поддерживает требуемую температуру аппаратуры спутника.
Для эффективной работы многих спутников народнохозяйственного
назначения требуется, чтобы чувствительные элементы бортовой приемной
и передающей аппаратуры были направлены на Землю и отдельные ее
участки. Кроме того, способность спутника занимать требуемое угловое
положение в космосе необходима для других целей: сближения с другими
объектами в космосе; обеспечения требуемых условий терморегулирования;
направления панелей солнечных батарей в сторону Солнца; проведения
коррекции траектории движения. В этих случаях на спутниках устанавливаются
системы ориентации и стабилизации.
Рис 1.1. Датчики активных систем ориентации:
1 — углового положения небесных объектов; 2 — угловой ориентации и
напряженности магнитного поля Земли; 3 - интенсивности набегающего потока плазмы
Космические конструкции
13
Система ориентации обеспечивает требуемое положение элементов
спутника в космическом пространстве. Фиксирование ориентированного
положения спутника осуществляется системой стабилизации. Тесная
взаимосвязанность работы этих двух систем ведет к общности ряда их элементов
и к их слиянию в одну общую систему ориентации и стабилизации.
Системы ориентации и стабилизации бывают активными и пассивными.
Активные системы ориентации и стабилизации представляют собой сложные
комплексы автоматического управления. В их состав входят датчики
углового положения осей спутника, устройства для преобразования сигналов,
выработки и передачи команд исполнительным органам и сами
исполнительные органы.
Работа датчиков углового положения осей спутника относительно
космических ориентиров основана на направленном приеме электромагнитных
излучений от небесных объектов: Солнца, Земли, Луны, планет и звезд в
различных диапазонах (видимом, инфракрасном, радио) (рис. 1.1). Действие
большинства датчиков основано на выработке наибольшего электрического
сигнала при точном направлении на ориентир.
Возможны и другие принципы построения датчиков углового
положения, основанные на использовании закономерностей и физических свойств
околоземного космического пространства: магнитного поля, заряженных
частиц околоземной плазмы.
Сигналы датчиков ориентации в виде электрических импульсов
поступают в специальное устройство. Здесь они анализируются, сравниваются,
усиливаются, и затем вырабатываются команды на включение
исполнительных органов.
Исполнительными органами активных систем ориентации и стабилизации
в большинстве случаев являются реактивные двигатели или маховичные
устройства. Первые располагаются так, чтобы можно было поворачивать
спутник относительно центра масс в требуемом направлении.
Исполнительные органы второго типа обеспечивают ориентацию и стабилизацию
спутника созданием усилий относительно раскрученных маховиков, при этом
появляется реактивный момент, который и используется для поворота спутника.
Оси вращения маховиков располагаются таким образом, чтобы
обеспечивались повороты объекта в требуемых направлениях.
В ряде случаев бывает выгодно не устанавливать специальной системы
ориентации и стабилизации, а использовать для этого аналогичные системы
ракеты-носителя.
Активные системы ориентации и стабилизации обладают
универсальностью. Они являются высокоточными устройствами, способными работать
в космосе при различных условиях и дают возможность осуществлять
различные программы ориентации. Но им присущи и существенные недостатки:
сравнительно большая масса, высокая стоимость.
Пассивные системы ориентации и стабилизации свободны от этих недо-
Косм ическое маш иностроен ие
14
Излучение Солнца
JJIJJI
Рис 1.2. Пассивные системы ориентации-
4 г ZS££%L^SZZ?i3 по пн0аб^овым ™м ManfflTHoro по-;
ры Земли излучения, J - по набегающему потоку верхней атмосфе-
ZTZl'Z™^ I РЯД6 СЛу,аеВ ИМ °ТДаеТСЯ предпочтение, несмотря „а то
что они обладают более низкой точностью. Распространены пассивные систе
мы ориентации, построенные на основе использования свойства вр"^^^
£. <ХТ Т6Л ТРаНЯТЬ Неизменн"м направление оси вращениями™
Эти системы особенно удобно применять на КА в связи с практическим
отсутствием сопротивления их вращению со стороны внеш^ей^™, S
уменьшения сил сопротивления внутреннего характера предусма^Гиваю^я
Космические конструкции
15
специальные меры: конструкция спутника делается жесткой, практически
отсутствует жидкость внутри корпуса.
Простота, экономичность и надежность систем стабилизации вращением
обусловили их распространение на многих спутниках, допускающих
одноосную ориентацию. Такой принцип стабилизации используется, например,
для метеорологических спутников, для спутников, наблюдающих за Солнцем.
Перспективны гравитационные системы ориентации и стабилизации. Их
действие основано на стремлении удлиненных тел, движущихся по
орбите,занять такое положение, при котором наибольшая ось тела была бы
направлена в сторону Земли (вдоль местной земной вертикали). Кроме того, если
тело вытянуто и вдоль другой оси, перпендикулярной вертикали, но
несколько в меньшей степени, то эта ось стремится расположиться перпендикулярно
к плоскости орбиты. Так, например, круглый цилиндр и гантелевидное тело
на орбите будет стремиться занять такое положение в пространстве, чтобы
ось вращения цилиндра или гантели была направлена в сторону Земли
(рис. 1.3). Относительно этой оси цилиндрические тела будут произвольно
вращаться. Но если к этим телам прикрепить поперечную балку
сравнительно небольшой массы, то вращение вокруг большой оси будет остановлено,
а сама балка разместится перпендикулярно плоскости орбиты.
Создание гравитационных систем ориентации и стабилизации связано с
техническими трудностями, главная из них состоит в том, что
гравитационные стабилизирующие моменты очень малы.
Так, для орбитальной конструкции, состоящей из двух шаров
одинаковой массы М, соединенных жестким стержнем длиной L с пренебрежимо
малой массой, стабилизирующий момент m равен
1 GM3 L2 1 L2
m = — М sin 2а = — gM — sin 2а,
2 R2 R ' 2 R
где G = 6,67 • 10~n H - m2 кг"2 - гравитационная постоянная; Мэ =
= 6 ■ 1024 кг - масса Земли; R - расстояние конструкции до центра Земли;
g — ускорение свободного падения на орбите полета конструкции; а — угол
между стержнем и местным горизонтом.
Максимальное значение стабилизирующего момента достигается при
а = 45° на низких орбитах полета конструкции. При М = 100 кх,Ь = 10 м,
R = 6600 км, а = 45° стабилизирующий момент m = 7 • 10"3 Н • м.
С ростом высоты орбиты до 36000 км этот момент уменьшается до
6 • 10~5 Н • м, но в условиях отсутствия внешних возмущающих сил в
космосе такой управляющий момент может оказаться достаточным. Однако
при этом не должно быть больших внутренних возмущающих моментов,
возникающих от перемещений тел, жидкостей, от взаимодействия магнитных
полей спутника, от токов в электропроводках, взаимодействующих с
магнитным полем Земли, работающих электродвигателей. Поэтому гравитацион-
Космическое машиностроение
16
Рис 1.3. Вращение тел различной формы относительно центра масс в абсолютном
пространстве при их орбитальном движении:
1 — для тела цилиндрической формы величина и линия действия вектора to
определяется векторами ш и ш0; 2 — для тела крестообразной формы величина и линия
действия вектора ш совпадает с аналогичными величинами вектора с30; 3 - для тела
шаровой формы линия действия вектора ш ориентирована произвольно; OXYZ -
абсолютная система координат; охуг - орбитальная система координат; сЗ — вектор угловой
скорости цилиндра в абсолютном пространстве; с30 — вектор угловой скорости
радиуса-вектора центр Земли-спутник в абсолютном пространстве за счет
орбитального движения спутника; J} - вектор угловой скорости цилиндра относительно своей
оси
ная система применяется на автоматических спутниках, не обладающих
большими возмущающими моментами.
Кроме того, перед началом работы гравитационной системы спутник
должен быть ориентирован нужной стороной к Земле, иметь малую угловую
скорость и быть хорошо успокоенным. Первое требование объясняется тем,
что при использовании гравитационного эффекта спутник занимает
устойчивое положение в направлении обеих его удлиненных сторон, второе —
малостью гравитационного момента и его знакопеременностью. Поэтому при
гравитационной системе стабилизации отделение спутника от носителя про-
Космические конструкции
17
изводится с малыми возмущениями или предусматривается специальная
система успокоения и ориентации.
Для гашения колебаний спутника, возбуждаемых знакопеременными
моментами, на нем устанавливается специальная демпфирующая система.
Она работает по принципу рассеяния энергии колебаний жидкости, энергии
деформаций гибкой штанги.
Возможны и другие принципы построения пассивных систем ориентации
и стабилизации КА с использованием магнитного поля Земли, давления
света, силового аэродинамического воздействия верхней атмосферы.
Аппаратура спутника питается электричеством от специальной
энергетической системы. Она состоит из источников питания, преобразовательных,
накопительных и коммутационных устройств. Источниками питания служат
аккумуляторы, солнечные батареи, изотопные генераторы (рис. 1.4). Воз-
Излучение Солнца
' " " " w t t t f У t t t '
П
П
III
5 й
Рис. 1.4. Источники питания
КА:
1 — аккумуляторная
химическая батарея; 2 - солнечная
батарея; 3 - изотопный
генератор; 4 — конденсатор
теплового излучения Солнца; 5 —
термические преобразователи;
6 - ядерный реактор; 7 -
индукционный генератор
Космическое машиностроение
18
можно применение и таких источников питания, как солнечные тепловые
генераторы, термические преобразователи энергии, ядерные реакторы,
индукционные генераторы. Каждый из них обладает своими преимуществами
и недостатками, для каждого из них существуют области оптимального
использования.
Так, аккумуляторные химические батареи позволяют получить энергию
большой мощности, но имеют значительную массу и малый ресурс. Поэтому
их использование ограничено. Применяются они только на кратковременно
существующих КА, требующих большого расхода энергии.
Солнечные батареи, напротив, сравнительно долговечны, но обладают
малой мощностью на единицу массы. Их используют на длительно
существующих космических объектах. Устанавливаются солнечные батареи или
непосредственно на корпусе спутника, или на специальных панелях. В первом
случае обеспечивается компактность, простота конструкции и надежность.
Но на неориентированных или частично ориентированных спутниках не
удается одновременно полностью использовать все элементы батареи, так
как часть из них закрыта корпусом от солнечных лучей. Кроме того,
большая часть освещенных элементов может быть не лучшим образом
ориентирована на Солнце. Наибольший эффект достигается в тех случаях, когда
плоскость элементов расположена перпендикулярно направлению на Солнце.
Применение поворотных панелей позволяет полностью использовать
все элементы солнечных батарей. Однако при этом возникают
дополнительные сложности, связанные с их раскрытием и ориентацией на Солнце. Датчи-
ковая часть и логика системы ориентации панелей аналогична подобным
активным системам самих спутников. В исполнительной части,
обеспечивающей поворот панелей относительно корпуса спутника, используются шаговые
электрические двигатели.
Для космических аппаратов, предназначенных для полетов к дальним
планетам (Юпитеру, Сатурну), могут использоваться изотопные источники
электрического тока. Они имеют сравнительно небольшую массу, позволяют
получать мощность в несколько киловатт и могут существовать в течение
нескольких лет.
Излучение Солнца
Температурный режим
внутри спутника
обеспечивается системой
терморегулирования (рис. 1.5).
Используя приток теплоты
от Солнца и Земли, а
Рис. 1.5. Системы
терморегулирования:
I - активная; II - пассивная;
1 - корпус КА; 2 -
подвижные жалюзи
Космические конструкции
19
также излучение теплоты в космос затененной стороной спутника, эта
система создает требуемые температурные условия для работы аппаратуры.
Различают активные и пассивные системы терморегулирования.
Действие активной системы основано на отборе теплоносителем теплоты
и отвода ее в космическое пространство. Чаще всего в качестве
теплоносителя используется воздух. При повышении температуры внутри спутника
включается вентилятор, обдувающий нагретые элементы. Затем нагретый
воздух пропускается около излучающих в космос поверхностей, которым
он отдает свою теплоту. Такие системы обеспечивают нормальную работу
современных спутников.
С ростом энергетических мощностей и соответственно тепловыделения
спутников возможно применение более теплоемких носителей тепла: воды,
щелочных металлов.
При малом выделении теплоты используются простые, надежные и
дешевые пассивные системы терморегулирования. Их действие основано на
изменении отражающей и излучающей способности спутника. Этим
достигается уменьшение или увеличение количества теплоты, получаемой от
Солнца или излучаемой в космос.
Конструктивно пассивная система терморегулирования может быть
реализована в виде жалюзи. Одна сторона этих жалюзи окрашивается в темный
цвет, а другая - в белый. При избытке теплоты на спутнике в сторону
космоса обращается черная сторона жалюзи, а к Солнцу — белая,при недостатке —
наоборот.
Все элементы специальной и служебной аппаратуры монтируются на
силовой конструкции спутника. Она обеспечивает требуемое взаимное
размещение аппаратуры, защиту ее от разрушения при выведении на орбиту, от
радиации космоса. В зависимости от решаемой задачи, особенностей
аппаратуры и других факторов конструкция спутника и его форма в целом могут
быть самыми разнообразными.
По мере развития космической техники эволюция архитектоники
автоматических аппаратов все больше определялась требованиями наиболее
полного выполнения ими основной задачи. Большую роль играло стремление
уменьшить массу и габариты всего спутника в целом. Запуски первых
искусственных спутников выявили основные требования к'конструкции для
каждого вида аппаратуры. В зависимости от назначения спутника эти
требования могут существенно различаться. Так, полупроводниковая электронная
аппаратура требует хорошей экранизации от интенсивных космических
излучений; это же необходимо и для солнечных батарей.
Различные требования к тепловому режиму предъявляются при
функционировании оптической, радиотехнической и другой аппаратуры.
Поэтому в ряде случаев оказывается целесообразным выносить отдельные виды
аппаратуры за пределы герметичного корпуса и размещать их в
специальных коробах. Это определило новую тенденцию в архитектонике спутника —
Космическое машиностроение
20
Рис 1.6. Типы компоновок автоматических КА:
1 - закрытая; 2 - частично открытая; 3 - полностью открытая
бескорпусный монтаж КА, при котором спутник не имеет замкнутого
корпуса, а отдельные его элементы смонтированы на несущей раме в виде блоков
(рис. 1.6).
Бескорпусная компоновка КА облегчает процесс обслуживания их на
орбите. Этому способствует сам принцип раздельного размещения блоков
и агрегатов.
1.2. ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ
Космические корабли — пилотируемые космические аппараты,
способные маневрировать в космосе (осуществлять коррекцию траектории
движения, межорбитальный переход, сближение, причаливание, стыковку, спуск
на планеты, передвижение по ним, возвращение на Землю).
Исследовательские КК содержат аппаратуру и оборудование для
решения научных и народнохозяйственных задач (рис. 1.7).
Околоземные орбитальные корабли имеют двигательную установку для
коррекции своей траектории. Это необходимо, например, для обеспечения
сближения и стыковки пилотируемых транспортных кораблей с
орбитальной станцией.
В зависимости от целей и задач исследования КК могут совершать
полеты по околоземной орбите и к планетам.
Межпланетные автоматические корабли обеспечивают доставку
полезных грузов к Луне, Венере, Марсу и т. д. Войдя в поле тяготения небесных
тел, они становятся их искусственными спутниками, войдя в атмосферу —
атмосферными зондами, сев на поверхность планеты — напланетными
кораблями, могут стартовать с нее и возвращаться к Земле (рис. 1S).
Исследовательские нораоли
Орбитальный
Посещаемый
Грузовые норабли
С большой тягой С малой тягой
4 —"ГТ Л / 4-
Рис. 1.7. Орбитальные корабли:
1 - приборно-агрегатный отсек;
2 - научная аппаратура и
специальное оборудование; 3 —
бытовой отсек (обитаемый); 4 —
стыковочное устройство; 5 -
грузовой отсек
Т^Т
Рис. 1.8. Межпланетные корабли и станции:
1 - приборно-агрегатный отсек; 2 - полезный груз; 3 - склады и хранилища; 4 -
обитаемый отсек; 5 - транспортные корабпи; 6 - производственные помещения; /
ремонтный корабль; 8 - платформа и корабль космонавта; 9 - робот
Космическое машиностроение
22
Напланетные автоматические корабли перемещаются по небесным телам,
берут пробы грунта, которые анализируют или доставляют на Землю
(рис. 1.9).
Маневренность современных космических кораблей обеспечивается
установкой специальных маршевых ракетных двигателей (рис. 1.10).
Жидкостные ракетные двигатели способны создавать большую тягу и имеют
сравнительно высокий удельный импульс тяги. В настоящее время созданы
ракетные двигатели, развивающие тягу от 0,01 до 106 Н. Следует отметить,
для того чтобы развить тягу 10 Н в течение 1 с, необходимо израсходовать
2,5 ... 3 г топлива.
Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) надежны, допускают
многоразовые включения, стабильно работают и обеспечивают хорошую точность
отработки заданного импульса тяги. Эти качества обусловили их широкое
применение на космических кораблях не только в качестве маршевых двигате-
Грузо-пассажирский
корабль
Возвращаемый
автоматический
исследовательский
корабль
Автоматический
исследовательский
корабль
7TY
Пилотрируемый
норабль
Пилотрнруемая
тележка
.м^Ж
Рис. 1.9. Напланетные корабли:
1 — прнборно-агрегатный отсек; 2 — бытовой отсек; 3 — спускаемый на Землю
аппарат; 4 — рабочее место космонавтов; 5 - люк-лаз; 6 - грузы и научное оборудование
Космические конструкции
23
Двухкомпонентный
жидкостной
Однокомпонентный
жидкостной
Пороховой
Моно-
ТОЛЛИ80
(перекись]
водорода,
гидрозин)
Катализаторы
Пороховые
шашки
Сопло
Электротермический (дуговой)
Электромагнитный Электростатический
Источник
^электрической
энергии
Электроды
Нагревательная камера
Источнин>
[/электроэнергии
Рабс-|
чее
тело
Генератор
\/ плазмы
Ускорительная камера
Источник
электроэнергии
Газовый
Ионизатор
3d
Нейтрализатор
(источник
электронов)
Рис. 1.10. Схемы ракетных двигателей
лей (для крупных маневров), но и для исполнительных органов систем
ориентации, стабилизации, причаливания и т.д. Недостатком жидкостных
ракетных двигателей является их сложность и высокая стоимость.
Лучшими экономическими характеристиками обладают
твердотопливные ракетные двигатели (пороховые). Они проще по конструкции, так как
топливо для этих двигателей в виде пороховых шашек располагается
непосредственно в камере сгорания. Медленно сгорая, шашка создает
необходимое давление в камере и соответствующую тягу. У твердотопливных
установок отсутствуют баки для хранения топлива и система подачи топлива.
Однако многоразовость включений твердотопливных ракетных двигателей
Космическое машиностроение
24
и точная отработка требуемой программы работы осуществляется сложнее,
чем у жидкостных ракетных. Самый же главный недостаток
твердотопливных двигателей заключается в сравнительно низкой их эффективности. Их
удельный импульс тяги примерно в 1,5 ... 2 раза ниже, чем у ЖРД. Поэтому
твердотопливные двигатели ограниченно используются на пилотируемых
космических кораблях.
Они применяются, например, дЛя дублирования такой ответственной
операции, как маневр перехода на траекторию спуска. Одноразовость
включения, сравнительно невысокие требования к точности отработки удельного
импульса тяги, знание величины этого импульса до начала полета корабля —
все эти факторы благоприятствуют использованию твердотопливных
двигателей в качестве дублирующих тормозных.
Жидкостные и твердотопливные ракетные двигатели незаменимы, когда
требуются большие значения тяги. В условиях космоса это бывает
необходимо для маневров при дальнем сближении, при переходе на траекторию
полета к Земле, на межорбитальных переходах при большой разнице высот
орбит и жестких требованиях ко времени перехода.
В тех случаях, когда на продолжительность проведения маневра в
космосе не накладываются жесткие ограничения, возможно использование
электроракетных двигателей (ЭРД) с большими удельными импульсами тяги.
Тяга этих двигателей колеблется от 10~5 до 10 Н. Удельный импульс ЭРД
тяги может во много раз превышать удельный импульс тяги ЖРД.
Отсутствие значительных внешних сил сопротивления движению КА в
космосе и орбитальный характер их движения благоприятствуют
использованию ЭРД в качестве исполнительных органов систем стабилизации
кораблей, для компенсации аэродинамического сопротивления при длительном
полете их на низких высотах (200 ... 400 км), на длительных
межорбитальных переходах, для коррекции малых возмущений орбиты.
Тяга ЭРД может создаваться путем разгона рабочего тела магнитным
полем и другими способами. Все эти двигатели выбрасывают частицы
рабочего тела в космос с большой скоростью, которая достигает десятков и
может достигать сотен километров в секунду. Чем выше эта скорость, тем
более эффективен двигатель, тем больше его удельный импульс тяги.
Основной по массе и габаритным размерам частью электрической
двигательной системы КК является энергетическая установка вместе с
преобразователями тока. При тяге в 1 Н масса установки может достигать
нескольких тонн. Это является решающим фактором, ограничивающим
использование таких двигателей.
Можно также использовать газовые ракетные двигателидействие
которых основано на выбрасывании струи газа через сопло. Сжатый газ хранится
в баллонах или же производится в специальных генераторах. Например,
газ можно получать разложением перекиси водорода.
Газовые двигатели отличаются простотой конструкции, дешевизной и
Космические конструкции
25
надежностью. Главный их недостаток — низкий удельный импульс тяги.
Поэтому область использования газовых двигателей ограничена
кратковременными операциями по ориентации кораблей, закрутке спутников,
их успокоению.
Реализацию всякого целенаправленного маневра осуществляет система
управления кораблем. Она ориентирует двигатель (направление тяги в
пространстве), включает и выключает его в нужные моменты времени,
стабилизирует КК во время работы двигателя.
В связи с тем, что линия действия тяги точно не проходит через центр
тяжести корабля, возникают возмущающие моменты, стремящиеся изменить
положение корабля в пространстве относительно его центра масс. Эти
моменты вызываются различными технологическими факторами: неточностью
монтажа двигателя, погрешностями изготовления камеры.
В качестве датчиков системы стабилизации применяют гироскопические
устройства. Их действие основано на способности сохранять неизменным
положение оси вращения ротора в пространстве.
Система ориентации устанавливает КК в требуемое угловое положение
относительно известных ориентиров в пространстве. После этого
потенциометры гироскопа становятся в нулевое положение и включается двигатель.
Всякие угловые повороты корабля вызывают его повороты относительно
рамок гироскопа и, следовательно, сдвиг съемного устройства
потенциометров. Вырабатывается сигнал, пропорциональный сдвигу, передаваемый
системе стабилизации, возвращающей корабль в исходное положение с помощью
исполнительных органов.
Работа двигателя продолжается до тех пор, пока не будет отработан
требуемый импульс тяги или, точнее, пока не будет получено требуемое
приращение скорости. При низких требованиях к точности создания
дополнительной скорости маневра выключение двигателя можно произвести от
временного механизма. Для этого по известной массе корабля и
техническим характеристикам двигателя расчетным путем определяется время его
работы для создания дополнительной скорости требуемой величины.
Полученное значение времени в условных единицах закладывается в
программный механизм. По истечении этого времени подается команда
на выключение двигателя.
Реализация этого метода не вызывает больших трудностей. Однако при
его использовании имеют место сравнительно большие погрешности
вследствие отличия действительных характеристик двигателя и условий его
работы от расчетных.
Высокую точность отработки требуемого приращения скорости можно
получить, если момент выключения двигателя определяется на КК с
помощью специальной системы. В ее основе лежат датчики и интеграторы
ускорений. Они суммируют приращения скорости за каждый малый
промежуток времени и по достижении требуемой величины формируют команду
на выключение двигателя.
Космическое машиностроение
26
1.3. ТРАНСПОРТНЫЕ КОРАБЛИ
Транспортные корабли (ТК) предназначены для перевозки экипажа и
грузов между Землей и космическими аппаратами, такими как орбитальные
станции (ОС), обслуживаемые автоматические аппараты, космические
платформы, нзпланетные корабли и станции. Корабли подходят к космическим
аппаратам и осуществляют сближение и стыковку с ними. Автоматически
или с помощью экипажа переносятся грузы из ТК на ОС, проводится
обслуживание автоматических аппаратов и платформ. Эти же КК могут
использоваться для возвращения грузов и экипажа на Землю.
Грузовые межорбитальные ТК предназначены для доставки грузов с
одной орбиты на другую (рис. 1.11). Они имеют грузовой отсек для
размещения в них»полезных грузов; систему сближения и стыковки, приборно-агре-
гатный отсек. Для скоростных перевозок могут использоваться двигатели
большой тяги — жидкостные и твердотопливные.
При меньших требованиях ко времени перелета могут использоваться
двигатели малой тяги. Они имеют большие удельные импульсы тяги и
потому их использование экономически более эффективно.
Для связи между ОС могут использоваться пилотируемые грузовые и
пассажирские ТК. Их непременной принадлежностью являются отсеки для
обеспечения комфортных условий работы и пребывания экипажа.
Межпланетные пилотируемые ТК должны позволять доставлять
космонавтов и грузы на орбиты и поверхность небесных тел.
ТК для полетов на поверхность небесных тел должны быть оборудованы
посадочными устройствами. Эти корабли предназначены для доставки
космонавтов и грузов на планеты и обеспечения транспортировки их обратно
на орбиты или к Земле.
Для перевозки грузов и космонавтов по поверхности планеты могут
использоваться пилотируемые ТК на колесном или гусеничном ходу. Эти
же ТК могут быть использованы и для
ремонтных операций напланетных
средств.
Для краткосрочных перемещений
космонавтов и грузов по поверхности
планеты могут использоваться
пилотируемые тележки без герметичной ка-
Рнс. 1.11. Транспортные корабли Земля -
орбита — Земля:
1 - бытовой отсек; 2 - спускаемый
аппарат; 3 - места космонавтов; 4 - грузы;
5 — прнборно-агрегатный отсек; 6 -
стыковочное устройство
Грузопассажирский
Грузовой
Космические конструкции
27
1
Рис. 1.12. Схема дальнего сближения:
1 - взаимное положение КК н ОС в процессе сближения; 2 - траектория сближения;
3 - взаимное положение ОС н КК в момент коррекции его скорости для перехода на
траекторию сближения; 4 — мерный участок траектории КК; 5 - взаимное
положение ОС и КК в момент выхода его на орбиту; 6 - стыковка КК с ОС
бины. Для долгосрочных перемещений - корабли с герметичной кабиной.
Непременной принадлежностью транспортных кораблей является
система сближения ТК с ОС или с К А. Это связано с тем, что выведение ТК к
ОС осуществляется с погрешностями и, кроме того, для избежания
столкновения корабля со станцией в процессе его выведения на орбиту расчетная
точка конца активного участка РН выбирается лежащей на некотором
расстоянии от ОС. Это расстояние должно быть таким, чтобы оно превосходило
с достаточно высокой вероятностью область возможных положений точек
конца активного участка траектории.
Различают две фазы сближения: дальнее и ближнее. Управление дальним
сближением космических объектов, находящихся друг от друга на больших
расстояниях, осуществляется по данным работы наземных измерительных
средств (рис. 1.12). По результатам внешнетраекторных измерений
определяется величина требуемого импульса тяги, его направление, время
включения и выключения двигателя одного из сближающихся КК с тем, чтобы
обеспечить вхождение в зону действия бортовых средств сближения. Таких
коррекций может быть несколько. Время сближения измеряется часами,
сутками.
Космическое машиностроение
28
В зависимости от типа и мощности используемых бортовых
измерительных средств ближнее сближение может начаться при расстоянии между КК
от нескольких десятков до нескольких сотен километров. Сближающиеся
объекты должны приблизиться друг к другу до расстояния в несколько
метров, при этом почти полностью ликвидируется их относительная скорость.
Решение весьма сложной задачи ближнего сближения требует наличия
большого комплекса радиоаппаратуры и оборудования: маршевого
двигателя многоразового включения или с регулируемой тягой для коррекции
траектории, измерительных устройств для определения параметров
относительного расположения и движения сближающихся объектов ориентации и
стабилизации для обеспечения требуемой направленности маршевого
двигателя во время его работы, приемных и передающих устройств
измерительных систвм, системы управления для координации действий всех систем КК
и выработки для них соответствующих команд.
Весь сложный комплекс вопросов ближнего сближения отрабатывался
на экспериментальных КК "Союз". Ближнее сближение КК "Союз" с
использованием бортовых измерительных средств было осуществлено в 1968 г.
Космический корабль "Союз" состоит из следующих основных отсеков:
спускаемого аппарата, бытового и приборно-агрегатного. В головной части
КК установлен стыковочный узел, в хвостовой части укреплены панели
солнечных батарей полезной площадью около 14м2.
Кабина космонавтов одновременно служит спускаемым аппаратом.
В ней экипаж находится как при выведении на орбиту, так и при спуске на
Землю. Внутри кабины космонавтов размещено оборудование и аппаратура
систем управления КК, связи и жизнеобеспечения. Перед креслами
космонавтов установлен пульт управления, на который вынесены приборы
контроля работы систем и агрегатов корабля, навигационное оборудование,
телевизионный экран и переключатели для управления бортовыми
системами. На специальном иллюминаторе установлен оптический визир. Два других
иллюминатора предназначены для визуального наблюдения, кино- и
фотосъемки.
В специальных контейнерах размещены основные и запасные
парашютные системы, обеспечивающие плавный спуск аппарата в атмосфере.
Внешние обводы спускаемого аппарата напоминают фару —
сегментальное тело, аэродинамика которого дает возможность осуществлять
управляемый спуск. На корпусе установлены реактивные двигатели,
разворачивающие аппарат во время спуска, а также пороховые двигатели мягкой
посадки.
Герметичный люк-лаз соединяет спускаемый аппарат с бытовым
отсеком. К спускаемому аппарату примыкает приборно-агрегатный отсек,
предназначенный для размещения бортовой аппаратуры и двигательных
установок корабля.
Система ориентации и управления движением на корабле "Союз" обес-
Космические конструкции 29
Рис. 1.13. Схема параллельного сближения при неподвижной линии визирования
корабль - станция'в абсолютной системе координат OXYZ:
1 - орбита КК; 2 - орбита ОС; 3 - положение КК и ОС в начале сближения; 4 - линия
визирования КК - ОС и направление сближения; 5 - стыковка КК и ОС; 6 -
траектория совместного полета КК и ОС
печивает ориентацию его в пространстве, стабилизацию при работе
двигательной установки, управление при сближении и стыковке кораблей.
Существует много схем организации алгоритмов управления ближним
сближением. Наибольшее распространение получили методы
пропорционального сближения, частным случаем которого является метод параллельного
сближения.
В основе метода пропорционального сближения лежит такая
организация движения объектов, при которой направление линии визирования
(прямой, соединяющей'сближающиеся объекты) остается неподвижным
относительно какой-либо системы координат (рис. 1.13, 1.14). Это позволяет
использовать сравнительно простые датчики относительного движения
объектов.
Так, если линия визирования удерживается неподвижно относительно
звезд в абсолютной системе координат, то управление ближним сближением
может быть организовано следующим образом. В начальный момент на
сближающемся корабле устанавливается (выставляется) направление,
параллельное линии визирования. Для этого используются гироскопические
устройства. В дальнейшем измеряется угол рассогласования между
действительным положением линии визирования и ранее зафиксированным в
гироскопическом устройстве. Рассогласование ликвидируется включением
двигателей сближающегося КК. Движение вдоль линии визирования
осуществляется по специальной программе. Например, в первый период скорость сближе-
Космическое машиностроение
30
Рис. 1.14. Схема параллельного сближения при неподвижной линии визирования
КК - ОС в орбитальной системе координат oxyz:
1 — орбита КК; 2 - орбита ОС; 3 - положение КК н ОС в начале сближения; 4 - линия
визирования КК - ОС и направление сближения; 5 - траектория движения КК на
участке сближения; 6 - стыковка КК и ОС; 7 - траектория совместного полета
ния наибольшая и составляет несколько десятков метров в секунду. Затем
скорость сближения уменьшается равномерно почти до нуля по мере
уменьшения расстояния между объектами.
По окончании ближнего сближения начинается причаливание. Этот этап
отличается малыми относительными линейными и угловыми скоростями
перемещения, чтобы избежать столкновения и повреждения объектов.
Причаливание пилотируемых объектов может осуществляться как
автоматически, так и с участием космонавтов.
Этап причаливания завершается непосредственным контактом кораблей.
Впервые причаливание и контактирование двух пилотируемых кораблей
"Союз" с использованием ручного управления из кабины космонавтов
осуществлено в 1969 г.
Реализация процессов стыковки КА открыла новые пути развития
космической техники и космонавтики. Стали возможными доставка на
космические объекты грузов и смена экипажа, что прежде всего обуславливает
успех работы ОС.
Транспортные грузовые корабли проще по своему устройству, чем
пилотируемые. Здесь не требуются системы жизнеобеспечения и объемы для
жизнедеятельности космонавта.
Для кораблей типа "Земля—орбита", которые предназначаются только
для доставки с Земли грузов к КА, не требуется прочный корпус и усилен-
Космические конструкции
31
ная теплоизоляция, необходимые для спуска в атмосфере. Это еще более
упрощает грузовой корабль.
Первый грузовой корабль "Прогресс-1" был создан в СССР и запущен к
ОС "Салют-6" в 1978 г. Это существенно расширило технические
возможности ОС "Салют" в части удлинения срока функционирования за счет
пополнения запасов расходуемых материалов и доставки на них специального и
служебного оборудования.
Еще более проста конструкция ТК типа "орбита—орбита",
предназначаемых для транспортных операций между орбитальными объектами. Такие
ТК требуются, например, для доставки расходуемых компонентов с базы-
станции на космические платформы. Корпус такого корабля может быть
облегчен, ибо он не подвержен силовым и температурным нагрузкам,
имеющим место при спуске в атмосфере. В этом случае грузы могут быть
помещены в легкие контейнеры, а жидкости залиты в тонкостенные емкости.
Модуль, где работает экипаж^ожет быть также существенно облегчен за счет
меньшей прочности корпуса и отсутствия тяжелой теплозащиты,
необходимых для спуска в атмосфере.
Все служебные системы таких ТК (двигательная установка, система
управления сближением) могут быть соединены в один блок —
межорбитальный буксир. К нему будут подсоединяться в зависимости от задачи
межорбитального полета различные полезные грузы: модуль для работы
экипажа, робот с манипулятором, контейнер с грузом, КА. Такой буксир может
быть использован и для межорбитальной транспортировки КА. Например,
для доставки грузов с низковысотных орбит на стационарную (рис. 1.15).
Наиболее просты по конструкции и наиболее дешевы ТК одноразового
Рис. 1.15. Буксиры и ремонтные корабли космос — космос:
I - межорбитальный буксир; 2 - малотяговый межорбитальный и межпланетный
буксир; 3 - автоматический орбитальный ремонтный корабль: 4
автоматический орбитальный ремонтный корабль;
тальный ремонтный корабль
пилотируемый орби-
Космическое машиностроение
3
использования. Здесь допустимы малые ресурсы работы систем, одноразо-
вость включения двигателей. Однако использование таких кораблей связано!
с полной потерей их после каждой транспортной операции.
Развитие пилотируемых станций повышает интенсивность полетов кос-|
монавтов. Это поставило на повестку дня вопрос о создании пассажирского
транспортного корабля Земля — орбита — Земля многоразового использо-1
вания. Совершенствование технологии космического машиностроения!
благоприятствовало положительному решению этого вопроса.
Многоразовость использования усложняет, утяжеляет и удорожает TKJ
но не ведет к его потере. Многоразовость может быть полной и частичной.|
При полной сохраняется весь корабль; при частичной — ряд элементов
отделяется в ходе полета и затем разрушается в атмосфере, другие элементы]
сохраняются на КК и допускают их повторное использование. Такими
элементами могут быть баки с топливом, двигательные установки, источники!
питания, система теплоизоляции. Поэтому при частичной многоразовости]
после каждого полета производится установка новых систем вместо
отделенных в ходе предыдущего полета и выработавших свой ресурс. Начиная!
с некоторого уровня интенсивности транспортных операций и совершенства;
технологии создание и использование многоразовых транспортных
космических кораблей (МТКК) становится экономически целесообразным.
Носители МТКК также могут быть частично или полностью многоразо-1
выми (рис. 1.16). Наиболее просто решается задача спасения первой ступени i
из-за ее сравнительно небольшой скорости полета после отделения от носи-ij
теля. Однако и здесь требуются упрочнение корпуса, его теплоизоляция, ■
средства обеспечения мягкой посадки, например, парашют, двигатели
приземного торможения, аэродинамические поверхности для аэродромной
посадки.
Трудности спасения последующих ступеней возрастают из-за больших
скоростей их движения. Наиболее сложно спасение последней орбитальной
ступени из-за больших скоростей и необходимости корректирующего
импульса для схода с орбиты. Наибольшие трудности при спасении создают
топливные баки из-за своих больших габаритов и низкой жесткости.
Необходимо упрочнять конструкции больших объемов и создавать тепловую
защиту больших поверхностей для спуска их в атмосфере без разрушений.
Это утяжеляет носитель, что весьма существенно сказывается на величине
выводимого полезного груза, уменьшая его при прочих равных условиях.
Вместе с тем, защита бака от разрушения на атмосферном участке
спуска открывает большие возможности для спуска под его прикрытием от
набегающего аэродинамического потока крупногабаритных полезных грузов.
Такими грузами могут быть КА,-1 буксиры, роботы и КК для капитальных
ремонтных работ в наземных условиях, последние ступени одноразовых
носителей или их наиболее дорогие части — система управления и
двигательная установка.
33
Космические конструкции
f J\ //' fl\ '\X
'Л Л
1\\ 1\\ 1\
Рис 1.16. Многоразовые носители и транспортные корабли Земля - орбита - Земля:
1 - двухступенчатая ракета со спасаемыми отделяемыми частями первой ступени,
2 - транспортный корабль Земля - орбита - Земля со спасаемыми отделяющимися
частями первой ступени; 3 - то же с полностью спасаемым самолетным разгонщн-
ком; 4 - то же при горизонтальном старте и посадке; 5 - одноступенчатая
ракета-носитель
Эти полезные грузы могут собираться с орбит и доставляться к станции
буксирами, прикрепляться к ней до момента загрузки в спускаемые
аппараты.
Совершенствование технологии создания ракет-носителей дает
возможность облегчить массу конструкции, повысить удельный импульс тяги
двигательных установок, уменьшить погрешности работы системы управления,
2- 1391
Космическое машиностроение
34
увеличить ресурс работы всех систем и получить возможность их
многократного включения и использования. Это позволяет уменьшить число ступеней
ракеты-носителя, что упрощает ее конструктивно, повышает надежность за
счет уменьшения числа разделений, упрощает систему управления и процесс
эксплуатации.
В пределе носитель может быть одноступенчатым. Старт и посадка
могут быть вертикальными и горизонтальными, могут использоваться
аэродинамические плоскости и сравнительно с ракетными более эффективные
воздушно-реактивные двигатели на атмосферном участке полета.
Для такого простейшего по своей схеме носителя вполне естественным
является постановка вопроса об его многократном использовании: спасая
одну ступень, спасается весь носитель. Здесь нет проблем его повторного
монтаж* на Земле и замены отдельных ступеней. Дело сводится к
профилактическому осмотру и при необходимости к восстановительным работам,
заправке топливом и расходуемыми компонентами и к предстартовым
проверкам. При посадке в район старта отпадает необходимость в
транспортировке носителя от места посадки.
При всех положительных факторах многоразовость ведет к утяжелению
носителя, его удорожанию и снижению полезного груза но сравнению с
эквивалентным по начальному весу одноступенчатым неспасаемым носителем.
Но затраты на одноразовый носитель могут оказаться большими, чем затраты
на усложнение и утяжеление многоразового.
Однако такой многоразовый носитель будет неэффективен по сравнению
с одноступенчатым, для которого предусмотрено спасение двигательной
установки и системы управления. Спасение может быть организовано путем
отделения на орбите блока системы управления и двигательной установки,
перевода их на траекторию спуска и последующего торможения в атмосфере
и приземления. Компактность отделяемых блоков не потребует тяжелого
корпуса для их защиты при спуске и не вызовет существенного утяжеления
носителя в целом.
Возможна и другая схема: после выхода на орбиту отсеки системы
управления и двигателя отделяются от носителя, доставляются буксирами к
базе-станции, загружаются в спускаемый КК и спускаются на Землю. Это
реализуемо при развитой космической транспортной системе.
Необходимость и экономическая целесообразность создания полностью'
многоразового носителя становится безусловной, если помимо выведения
грузов на орбиту он будет способен доставлять грузы с орбиты на Землю.
Функции носителя расширяются до функций космического корабля Земля —
орбита — Земля. Поэтому в пределе видны два типа транспортных средств
линии Земля — орбита — Земля: частично спасаемый носитель для
обслуживания линии Земля — орбита и полностью спасаемый многоразовый
транспортный космический корабль для обслуживания линии Земля — орбита —'
Земля. При этом последний запускается только тогда, когда в космосе
Космические конструкции
35
скапливается достаточное количество ценных грузов для его загрузки с
целью их спуска на Землю.
На этапах приближения к этому предельному варианту возможны
различные схемы МТКК с различными способами организации спасения
ступеней носителя. Так, на МТКК "Буран" и "Спейс Шаттл" предусмотрено
использование для этой цели парашютов. Возможна аэродинамическая
посадка отделяющейся части первой ступени, что утяжеляет конструкцию, но
сокращает объем восстановительных работ.
Возможно использование самолетной схемы взлета и посадки
отделяющейся части первой ступени. Это позволяет уменьшить массу топлива МТКК
при старте и обеспечить высокую комфортность выведения.
Двигательная установка и система управления последней ступени могут
быть размещены как на топливных баках, так и на возвращаемом аппарате.
Достоинством первого варианта является уменьшение массы конструкции
спускаемого аппарата и соответственно увеличение массы полезного груза.
Кроме того, в этом случае отделяющиеся части первой и второй ступеней
могут быть использованы как мощный носитель. Такая схема построения
использована в МТКК "Буран", основными частями которого являются
ракета-носитель "Энергия" и спускаемый корабль "Буран".
При размещении двигательной установки и системы управления на
спускаемом аппарате, как это реализовано на МТКК "Спейс Шаттл",
обеспечивается повторное использование этих дорогостоящих систем. Здесь
утяжеляется спускаемый аппарат и соответственно уменьшается масса полезного
груза. Кроме того, такая схема МТКК не дает готового носителя.
1.4. КОСМИЧЕСКИЕ СТАНЦИИ
Для фундаментального освоения и комплексного исследования
космического пространства, решения экономических задач, систематического
проведения экспериментов по поиску новых методов решения задачи
принципов построения научной аппаратуры используются космические станции
(КС). Их непрерывная длительная работа обеспечивается с помощью
транспортных кораблей, которые пополняют запасы расходуемых материалов
станции, доставляют сменное оборудование служебных и специальных
систем, выработавших свой ресурс или вышедших из строя в результате
случайных отказов. ТК при необходимости могут использоваться для доставки
результатов космических экспериментов или производства на Землю и для
доставки с Земли на станцию нового оборудования для проведения
экспериментов или исходного сырья для орбитального производства.
В зависимости от состава решаемых задач космические станции могут
Исследовательские и промышленные ОС
Автоматическая
промышленная
IS"
Обитаемая или
посещаемая
промышленная
Пилотируемая
исследовательская
5
Автоматическая
база-станция
Обитаемая или посещаемая
база- станция
?■ VY-
Космические конструкции
37
быть орбитальными, межпланетными или напланетными. Орбитальные
станции (рис. 1.17) решают задачи контактного исследования физических
свойств пространства по траектории орбиты, дистанционного наблюдения за
планетой и астрофизическими объектами, орбитального производства,
отработки методов и аппаратуры для решения научных и экономических
проблем. Для обслуживания используются транспортные корабли типа Земля —
орбита — Земля и орбита — орбита.
Напланетные станции предназначаются для решения задач исследования
поверхности и физики планет, изучения ресурсов планет, климатических
условий (рис. 1.18). Для их обслуживания необходимы корабли типа Земля —
поверхность планеты — Земля или совокупность кораблей и буксиров
Земля — орбита, орбита — орбита, орбита — поверхность планеты — орбита.
Космические станции могут быть пилотируемыми, посещаемыми и
автоматическими. Решение многих задач в космосе требует
непосредственного участия человека. Человек быстро воспринимает и перерабатывает
большой поток информации, имеет стереоскопическое цветное зрение с большим
числом градаций по яркости, способен проводить тонкие механические
операции в космосе.
Человек может настраивать, включать и выключать научную аппаратуру,
контролировать режимы ее работы и качество результатов, проводить замену
расходуемых материалов, обнаруживать дефекты и устранять их. Космонавт
способен управлять полетом проводить сближение и стыковку КК и станций,
выявлять неисправности агрегатов и проводить их ремонт. Кроме того,он
может проводить сборку больших конструкций в открытом космосе,
монтаж и демонтаж на них служебного и научного оборудования.
Практика работы космонавтов на станциях "Салют" показала, что при
длительных полетах на целевую работу экипажа отводится около 4 ч в
сутки. Остальное время суток затрачивается на поддержание нормального
физического состояния космонавтов и выполнение вспомогательных
операций. Время проведения отдельных операций внутри станции, связанных с
выполнением сложной сенсомоторной деятельности, увеличивается в 1,2 ...
1,5 раза по сравнению со временем в земных условиях за счет
необходимости дополнительной фиксации средств деятельности и космонавта в
условиях невесомости.
В открытом космосе это время еще более возрастает из-за стесняющего
Действия скафандра и составляет до 200 % относительно земного времени.
Если учесть еще и время подготовки к выходу в открытый космос и время
Рис. 1.17. Орбитальные станции:
' - приборно-агрегатный отсек; 2 — бытовой отсек; 3 — производственный отсек;
4 - исследовательская аппаратура; 5 ~ присоединенные и автономные модули; 6 -
склады; 7 - хранилища; 8 - транспортные и ремонтные корабли; 9 - робот; 10 —
платформа космонавта
Космическое машиностроение
Исследовательские станции
Автоматическая
|танция
Обитаемая или
посещаемая
станция
Рис 1.18. Напланетные станции:
планета^орбихаТ] - науЗ^и ™Т™Т К°РабЛН; * " Ч-наиряые Грабли
м0онВяРиат?иИЯ "а СТаНЦИЮ' 3 ГЗКЖе ВремЯ' затРачиваемое помогающими
космонавтами, то суммарное время проведения работ возрастает в ^еднем в
НДп«ЧГ°бЫ КОСМОнавт бьи в состоянии провести ремонт оборудования
рукяийТо0, о2'3"66 К0НСТРУК™ВН0 -се предусмотреть: блочного"-'
рукции, возможность доступа к ним, их разделение и установку исправно-
Космические конструкции 39
го блока вместо неисправного. Кроме того, необходима разработка
специальных приспособлений и инструмента. Эти мероприятия обуславливают
темп ликвидации неисправностей, который можно охарактеризовать
средним временем гр проведения ремонтной операции. Так, в настоящее время
эта величина составляет порядка 70 мин для ремонта оборудования станции.
Вместе с тем многие операции могут проводиться в автоматическом
режиме. При этом необходимы системы управления, роботы, системы
диагностики и оценки качества работы агрегатов и научных приборов, устройств
для автомагической замены неисправных элементов. Все это усложняет и
удорожает пилотируемые космические корабли и станции. Это удорожание
можно охарактеризовать величиной относительной стоимости
автоматизации Са, которая представляет собой отношение затрат на повышение степени
автоматизации к общим затратам на создание аппаратуры в процентном
отношении. Так, если для повышения автоматизации на 1 % требуется 1 %от
затрат на создание аппаратуры, го Са = 1; если же для 1 % автоматизации
требуется 10 % от общих затрат, то Са = 10 (рис. 1.19).
Если определить степень автоматизации А как отношение времени
работы аппаратуры без оператора к полному времени работы аппаратуры,
то зависимость эффективности Е пилотируемого комплекса в целом от
величин А, тр и Са имеет вид, показанный на рис. 1.19 для частоты отказов
оборудования X = 0,001 мин"1. Видно, что имеет место оптимуме
эффективности пилотируемого комплекса по степени автоматизации А аппаратуры.
Его величина и положение на оси А существенно зависит от средней
длительности ремонта тр и относительной стоимости автоматизации Са.
Так, при среднем времени ремонта тр = 7 мин максимум
эффективности Е достигается при высоком уровне автоматизации (А = 0,7 ... 1). При
этом сравнительно низкому уровню стоимости автоматизации (Са = 1)
соответствует высокая эффективность
Е (достигается при А = 1), большему
Уровню стоимости автоматизации (Са =
= 10) — меньшая эффективность Е
(экстремум сдвигается влево по А и
достигается при А = 0,7).
Возрастание времени на ремонт
системы ведет к заметному падению (на
30 %) эффективности. Сдвигается влево
Рис 1.19. Зависимость эффективности Е
пилотируемого комплекса от уровня
автоматизации А научной аппаратуры, средней
Длительности т_ ремонта, стонмоств
автоматизации Са при частоте отказов X =
= 0,001 мин"1
Е, усл.ед.
Космическое машиностроение
оптимум по А. Так, для Са = 1 он достигается при А = 0,7, для Са = 10 -
достигается при А = 0,4.
Увеличение частоты отказов аппаратуры в три раза ведет к падению
эффективности на 30 % и дальнейшему сдвигу оптимума зависимости С (А)
влево также на 30 %.
Все это говорит о том, что уровень автоматизации существенно влияет
на эффективность пилотируемого комплекса. Он должен выбираться в
строгом соответствии с надежностью элементной базы, относительной
стоимостью повышения автоматизации и средним временем ремонта аппаратуры.
Одной из наиболее важных систем пилотируемых станций является
система жизнеобеспечения экипажа. Она предназначена для создания в
космическом полете всех необходимых условий для нормальной жизни и работы
космонавтов, для управления станцией и решения научно-технических задач.
Комплекс средств обеспечения жизнедеятельности включает в себя три
группы систем. К первой группе относятся системы кислородного питания,
очистки атмосферы, водообеспечения, обеспечения пищей,
санитарно-гигиенического обеспечения, утилизации отходов. Во вторую группу входят
системы терморегулирования, радиационной защиты, поддержания требуемого
давления атмосферы. Третья группа систем предназначена для обеспечения
жизнедеятельности при выходе космонавта за пределы станции. В
оборудование этой группы систем входят скафандры, средства перемещения в
открытом космосе, луноходы, планетоходы (рис. 1.20).
При разработке средств обеспечения жиднедеятельности учитывают
медико-биологические особенности пребывания человека в космосе и
инженерно-технические возможности систем жизнеобеспечения: влияние основных
параметров системы жизнеобеспечения на переносимость человеком
неблагоприятных факторов космического полета и пределы допускаемых
изменений этих параметров, взаимосвязи между параметрами искусственной
Робот
Напланетный
корабль
космонавта
7ГЪ
Орбитальная
пилотируемая
платформа
\L
7Y
Рис. 1.20. Служебные корабли космических станций и центров:
1 - приборно-агрегатный отсек; 2 - рабочее место космонавта
Космические конструкции 41
среды обитания и основными техническими характеристиками систем, их
массой, энергопотреблением, габаритами.
Обслуживание пилотируемых станций требует использования ТК для
доставки к станции экипажа и его замены.
Посещаемые станции в основном работают в автоматическом режиме.
Для ремонтных работ и наладки аппаратуры они могут посещаться
космонавтами, для чего на станции создаются необходимые условия.
Первая орбитальная пилотируемая станция была создана в СССР в 1971 г.
и названа "Салют". Всего до 1986 г. было последовательно создано семь
станций этого типа. На них проведен широкий комплекс экспериментов
научного, экономического и технического плана.
Научные эксперименты включали исследование околоземного
космического пространства, Солнца, астрофизических объектов. Для изучения
околоземного космоса использовались многочисленные типы датчиков
изучения ионизированных частиц, магнитосферы; использованы датчики
исследования метеорных потоков, космических лучей. Для изучения
Солнца и астрофизических объектов — телескопы у, X, УФ, видимого, ИК,
сверхвысокочастотного радиодиапазона.
В результате получены уникальные данные, позволившие построить
модель околоземного космического пространства, по новому увидеть
процессы над фотосферой Солнца и непосредственно под ней, увидеть новые
небесные объекты, глубже понять происходящие на них процессы.
Глубоко и разносторонне исследовалась физика невесомости.
Использовалось разнообразное оборудование и прежде всего плавильные печи
"Кристалл", "Магма", "Сплав". Были получены фундаментальные результаты в
области физики многофазных сред, выявлена роль диффузии и
капиллярных сил при формировании структур сплавов. Выращены
полупроводниковые материалы с улучшенными характеристиками.
Значительное внимание уделялось медико-биологическим
экспериментам на станции "Салют". Это прежде всего сердечно-сосудистая и нервная
системы, органы чувств и двигательная система человека, биологические
процессы в период адаптации к невесомости и в последующем длительном
пребывании в ней.
Изучались возможности длительного пребывания человека в условиях
невесомости. Сможет ли космонавт жить и работать в условиях невесомости
годы? От ответа на этот вопрос зависит, по какому пути пойдет дальнейшее
развитие пилотируемых орбитальных станций: нужно ли создавать
искусственную тяжесть или достаточно предусмотреть на борту средства
физической нагрузки. Какими должны быть эти средства и какой должна быть
нагрузка? Результаты исследований позволили так организовать подготовку
и режим работы экипажа на станции, что стала возможной работа на ней в
течение года.
Эксперименты с растениями, микроорганизмами, животными дали уни-
Космическое машиностроение
42
кальный материал об особенностях роста растений, о физико-химических и
структурных особенностях процессов в клетках в условиях невесомости,
об особенностях размножения организмов и их адаптации, биоритмах и
изменчивости генетических структур. Исследовалась эффективность элект-
рофоретического разделения сложных биологических веществ. Получена
опытная партия чистого белкового препарата.
Экологические эксперименты включали наблюдение за Землей с целью
исследования ее природных ресурсов. Визуальные наблюдения через визиры,
спектрометрирование отраженного излучения Земли, фотографирование
ее поверхности с помощью многоспектральной камеры дали ценную
информацию о возможностях космического зондирования Земли. На основе
космических съемок были получены материалы для геологических
изысканий, планирования землепользования, тарификации леса, охраны его от
пожаров.
Технические эксперименты охватывали проблемы, связанные с
совершенствованием пилотируемых станций. Это системы сближения и стыковки,
ориентации, системы жизнеобеспечения, ремонтные и технологические
операции. Результаты работ по совершенствованию технических систем
позволили довести время функционирования станции "Салют-7" до пяти с
лишним лет.
В США в 1973 г. была создана орбитальная станция "Скайлзб". В
качестве транспортных кораблей использовались КК "Аполлон". Три экипажа
работали на станции в течение 8 мес; решали научные, экономические,
медицинские и технические задачи.
Расширение состава экспериментов и повышение эффективности могут
быть достигнуты путем использования присоединенных и автономных
модулей. Присоединенные модули по определению доставляются к станции и
присоединяются к ней так, что обеспечивается нормальная работа их
оборудования. Они расширяют объем станции и дают возможность заменить аппаратуру
при ее моральном старении или выходе из строя.
Аппаратура присоединенных модулей должна быть подобрана и
установлена в них таким образом, чтобы имелась возможность ее совместного
использования. Здесь имеется в виду устранение взаимных помех от световых
вспышек, бликов, магнитных полей и радиоизлучений, недопустимость зага-
зовывания пространства около станции, влияющего на эрозию оптических
систем и корректность результатов контактных измерений космического
пространства; равномерность использования знергоресурсов и допустимый
уровень шумовых и вибрационных нагрузок на корпус станции.
Размещение модулей на станции должно быть реализовано с учетом
решаемых ими задач. Так, природоресурсный модуль целесообразно
устанавливать относительно корпуса станции и других ее модулей в таком месте,
чтобы его аппаратура возможно долго была обращена к Земле.
Астрофизический — от Земли, биофизический и технологический не предъявляют осо-
Космические конструкции
43
бых требований к размещению, для них важно отсутствие значительных
перегрузок от вибраций, перемещений массивных тел в станции и двигателей
ориентации и коррекции.
Впервые присоединенные модули были использованы на станции "Са-
лют-6". ИСЗ "Космос 1267", "Космос 1443" и "Космос 1686" с научной
аппаратурой были поочередно доставлены и пристыкованы к одному из
стыковочных узлов станции. После проведения астрофизических,
технологических и природноресурсных исследований они были отстыкованы и
спущены в атмосферу Земли, где разрушились и сгорели над поверхностью
океана.
Ограниченность числа стыковочных узлов станции "Салют-7" не
позволяет пристыковывать к ней больше одного присоединенного модуля, потому
что к другому в пилотируемом режиме ее работы постоянно пристыкован
корабль "Союз". При этом невозможна непрерывная продолжительная
работа модуля, так как занимаемый им стыковочный узел периодически
необходим для приема грузовых кораблей "Прогресс".
Эти трудности устранены на станции нового поколения "Мир". Она имеет
шесть стыковочных узлов. Поэтому к ней помимо кораблей "Союз" и
"Прогресс" могут быть пристыкованы одновременно четыре присоединенных
модуля с большим набором разнообразной научной аппаратуры.
Автономные модули работают на орбите самостоятельно. Для этого они
имеют все необходимые служебные системы. Для ремонтных и наладочных
работ, а также для пополнения расходуемых материалов эти модули могут
подходить к станции и стыковаться с ней или обслуживаться с Земли.
Автономность дает возможность полностью исключить взаимовлияние
аппаратуры других модулей станции. Кроме того, при автономном полете
модуля в автоматическом режиме могут быть созданы идеальные условия
для отсутствия ускорений и загазованности окружающего пространства, что
важно прежде всего для технологических модулей.
Межпланетная станция позволяет проводить длительные исследования
межпланетного космического пространства, дистанционные наблюдения
астрофизических объектов, пространств около планет, их атмосферы,
поверхности и недр. Помимо научной аппаратуры такая станция должна иметь
КК для реализации спуска на поверхность планет и возврата обратно на
станцию. Это требуется не только для исследовательских целей, но и для
осуществления транспортных операций между Землей и напланетными
станциями.
Для реализации последовательного пролета около нескольких планет
станция должна иметь эффективную двигательную установку для
проведения коррекции траектории.
Длительность полета требует развитой системы обеспечения комфортных
Условий жизни экипажа и ремонтной службы.
Ремонтные работы могут проводиться с помощью служебных кораблей.
Космическое машиностроение
Прежде всего это специализированные роботы для проведения профилакт
ческих и ремонтных работ в автоматическом режиме.
Для внешнего осмотра станции и проведения нештатных ремонтных ра
бот могут использоваться индивидуальные служебные корабли. Они обору
дованы герметичной кабиной, манипуляторами и ремонтным инструментом
При более простых операциях космонавтами могут использоватьс
платформы для передвижения в космосе. Отсутствие герметичной кабин"
требует применения скафандра, что затрудняет работу космонавта.
Напланетные станции проводят научные исследования с помощью уста
новленной на ней аппаратуры. В этих целях могут использоваться подвиж
ные средства типа "Луноходов", платформы и пилотируемые корабли
герметичной кабиной.
Снабжение расходуемыми компонентами и доставка космонавте
проводится транспортными кораблями поверхность планеты — космос
Особое место занимают базы-станции. Главной их задачей являете1
снабжение кораблей и буксиров расходуемыми компонентами. Такие стан
ции имеют большие хранилища и склады. Их заполнение проводится
Земли ТК.
Для заправки потребители подходят к базе-станции и стыкуются с ней.
Через коммуникации проводится заправка жидкими компонентами; через
шлюзы — смена элементов оборудования.
1.5. КРУПНОГАБАРИТНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОНСТРУКЦИИ
Условия функционирования космических конструкций существенно
отличаются от Земных. В орбитальном полете отсутствуют сила тяжести
и воздействие атмосферы.
Невесомость принципиально меняет внешний облик космических
конструкций: отсутствуют опоры и силовая конструкция для сохранения формы
при действии силы тяжести. В вакууме отпадает необходимость в
обтекаемых формах конструкции, силовых элементах и теплоизоляции для
противостояния скоростному напору, нет коррозионных воздействий влаги,
кислорода и агрессивных микроэлементов атмосферы. Поэтому космические
конструкции могут быть крупногабаритными и легковесными, свободными
от защитных оболочек.
Это открывает новые возможности для создания в космосе антенных
систем большой протяженности и антенных чаш больших диаметров,
плоских поверхностей для солнечных батарей больших площадей,
крупногабаритных солнечных отражателей, телескопов большой апертуры радио- и
оптического диапазонов, больших емкостей для хранения твердых, жидких и
газообразных веществ, герметичных конструкций больших площадей и
объемов для работы и отдыха в них космонавтов.
Космические конструкции
45
Создание таких крупногабаритных конструкций необходимо для науки
и экономики. Новые масштабы приемных устройств позволят поднять на
новый уровень чувствительность и пространственное разрешение аппаратуры,
а они, в свою очередь, позволят решать качественно новые задачи. В
астрофизике — это проникновение в недоступные сейчас глубины Вселенной с
их принципиально новыми небесными объектами, наблюдение звездоподоб-
ных объектов не как точечных, а как пространственных. В наблюдении за
Землей — высокие пространственные и радиационные разрешения,
глубинное зондирование и высокая оперативность. В передаче информации —
высокая направленность сигналов, многолучевость, многоканальность. В
солнечной энергетике — высокие мощности.
Новым возможностям, открывающимся при освоении космоса,
сопутствуют факторы, затрудняющие функционирование в нем конструкций. Эти
факторы следующие: градиент гравитационного поля, метеорные потоки,
космические лучи, корпускулярные потоки магнитосферы, магнитное поле
Земли, электромагнитное излучение и низкая температура.
Градиент гравитационного поля Земли обуславливает действие двух
возмущающих факторов: растягивающей силы вдоль линии действия
ускорения силы тяжести и момента относительно центра масс конструкции,
стремящегося установить одну из осей инерции также вдоль линии
действия ускорения свободного падения. Величины этих сил и моментов для
крупногабаритных космических конструкций весьма значительны.
Гравитационный момент при необходимости расположения троса вдоль
радиуса-вектора Земля — трос оказывается благоприятным фактором.
Однако при желании расположить трос другим образом этот момент будет
возмущающим фактором и его компенсация потребует существенных затрат
энергии и сложных технических устройств системы управления.
Метеорные потоки обуславливают эрозию поверхности конструкции
и при значительной поверхности — высокую вероятность ее пробивания и
локального разрушения сравнительно крупными метеоритами. Эрозия
особенно неблагоприятна для оптических поверхностей и солнечных батарей,
пробивание и локальные разрушения — для герметичных оболочек.
Космические лучи и корпускулярные потоки магнитосферы вызывают
изменение оптических характеристик поверхности конструкции, физических
свойств ее материалов и ионизацию. Последние факторы существенны для
полупроводниковых приборов.
Магнитное поле Земли в движущейся космической конструкции наводит
переменные электрические токи, которые, в свою очередь, наводят
магнитное поле, и оно, взаимодействуя с земным, вызывает действие сил и
моментов на конструкцию.
Электромагнитное излучение Солнца ведет к нагреванию конструкции
и появлению светового давления. В сочетании с низкой температурой
космоса нагревание от Солнца обуславливает большие контрасты температуры
Космическое машиностроение 46
частей конструкции, обращенных к Солнцу и от него, что ведет к
температурным напряжениям и деформациям.
Световое давление для крупных конструкций составляет ощутимую
величину. Для квадрата со стороной 1 км световое давление составляет
5 Н. При легковесности космических конструкций это обуславливает ощу
тимое возмущающее ускорение центра масс, что ведет к эволюции
орбит.
В ряде случаев световое давление в принципе может быть использован
для межорбитальных переходов и коррекции орбит, для создания управляю-;
щих моментов путем изменения альбедо отдельных частей конструкций
С другой стороны, такое положительное свойство космоса, как вакуу
обуславливает трудности эксплуатации конструкций, связанные с дегазацие"
материалов и отсутствием воздушной смазки при трении. Дегазация ведет
к изменениям физических свойств материалов и к загрязнению вакуума
вблизи конструкции. Отсутствие воздушной смазки — к слипанию и сварке
трущихся поверхностей.
Вакуум околоземного пространства не абсолютен. В нем содержится
заметное количество частиц газа и тем большее, чем ближе к Земле.
Действие сопротивления частиц газа для обычных компактных КА становится
существенным на высотах 200 ... 250 км. Для космических
крупногабаритных конструкций высота существенного влияния сил сопротивления среды
повышается до 350 ... 400 км.
Эти принципиальные особенности космических конструкций вызывают
к жизни новые представления об их архитектуре, принципах построения,
материалах, динамике и методах управления, способах создания, принципах
отработки и эксплуатации.
Так, в основном это плоские нежесткие конструкции больших размеров,
составленные из ферменных, сотовых, пленочных и нитевидных элементов.
Вместе с тем, часть этих конструкций должна удовлетворять высоким
требованиям по точности сохранения формы поверхности, расстояний между
отдельными ее элементами, ориентации в пространстве. Структура и
прочность космических конструкций — новая область строительной механики:
космическая строительная механика.
Возмущающие факторы космоса, силы, развиваемые органами
управления, силы и моменты, возникающие в результате функционирования
служебных систем и целевой аппаратуры, нагрузки, создаваемые
роботами и космонавтами при ремонтных работах, - сложные проблемы
динамики нежестких крупногабаритных конструкций в космических условиях, и
управление ими — новая обширная область исследований.
Для создания космических конструкций необходимы новые материалы:
легкие, прочные, термостойкие, легко формуемые. Это — композиты,
пластики, легкие металлические сплавы, материалы с запоминанием формы,
стойкие к факторам космического пространства. Поиск таких материалов —
Космические конструкции
47
область исследования нового направления материаловедения —
космического материаловедения.
Создание космических конструкций связано с проблемами выведения
их элементов в космос, их развертывания и отработки. Выведение требует
компактной укладки элементов. Они могут доставляться на орбиту
полностью разобранными или соединенными подвижными связями. В первом
случае развертывание конструкции ведется роботом, который соединяет
эти элементы в отдельные модули, используя простейшие операции —
фиксации: свинчивание, сварку, клепку, соединение в замок. Во втором
случае развертывание существенно упрощается и сводится к освобождению
фиксаторов, удерживающих конструкцию в компактном состоянии.
Конструкция расправляется, образуя отдельный модуль, который робот или
космонавт соединяет с другими.
Эксплуатация космических конструкций связана с их ремонтом,
профилактическим обслуживанием по замете отработавших свой ресурс
служебных систем, морально устаревшей научной аппаратуры, ликвидацией и
наращиванием отдельных модулей конструкции. Для этого необходимо, чтобы
транспортные корабли имели возможность подходить к космическим
конструкциям, стыковаться с ними. Для перемещения по конструкции можно
использовать роботы с манипуляторами. Они могут транспортировать грузы
и проводить необходимые замены модулей. Роботы могут использоваться
и для перемещения космонавтов по конструкции и их фиксации в
пространстве при проведении работ. На роботы возлагаются большие задачи по
сборке, обслуживанию, ремонту крупногабаритных космических
конструкций. Появляется специальное направление — космическая робототехника.
Роль человека в обслуживании космических конструкций очень велика.
Он способен проводить в космосе практически все те же производственные
операции, что и на Земле. Однако отсутствие силы тяжести в орбитальном
полете оказывает существенное влияние на работоспособность человека и на
качество и время выполнения операций. Исследование деятельности человека
в условиях орбитального полета сформулировало новое направление
эргономики — космическую эргономику.
При всех благоприятных условиях формирования и эксплуатации в коо
мосе крупногабаритных космических конструкций они тем не менее имеют
свои вполне конечные и обозримые пределы по размерам. Это лимитируется
прежде всего такими факторами, как градиент гравитационного поля,
солнечное давление и сопротивление среды. В одних случаях, например для
тросовых систем, лимитирующим фактором является прочность на разрыв,
отнесенная к удельной плотности материала троса. В других, как это имеет
место для площадных конструкций, - количество топлива, затрачиваемого
на компенсацию сопротивления среды или обеспечения ориентации в
пространстве. На рис. 1.21 представлена зависимость предельных размеров
платформы квадратной формы при различных нормах расхода топлива с учетом
Космическое машиностроение
48
500 1000
10000 36000
Н, км
Рис. 1.21. Зависимость максимального
размера L платформы квадратной формы
от высоты Н орбиты для различных
отношений суммарной массы М
расходуемого топлива за 10 лет и двигательной
установки к массе платформы
массы исполнительных органов в
процентах от массы самой
платформы. Видно, что размеры
конструкции при разумных расходах топлива
с учетом массы исполнительных
органов составляют от десяти до
тысячи метров.
1.6. ТРОСОВАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
Длинный трос, развернутый по радиусу-вектору, соединяющему центр
Земли с центром масс троса, при движении центра масс по круговой орбите
устойчиво сохраняет свою конфигурацию (рис. 1.22). При этом все точки
троса вместе с радиусом-вектором вращаются относительно центра Земли
с постоянной угловой скоростью, величина которой соответствует круговой
скорости центра масс троса.
На каждый элемент троса действуют две противоположно направленные
силы: сила тяготения Земли и центробежная сила. Для элемента,
находящегося в центре масс троса, эти силы равны по абсолютной величине, но
противоположны по направлению. Поэтому этот элемент не испытывает действия
неуравновешенных сил.
По мере удаления элемента троса от центра масс в сторону Земли
возрастает превышение силы тяжести над центробежной. Напротив, по мере
удаления элементов троса от его центра масс в сторону от Земли возрастает
превышение центробежной силы над силой притяжения Земли.
Такой характер соотношения силы тяготения Земли и центробежной
силы для отдельных элементов троса обуславливает монотонное увеличение
силы натяжения в тросе в направлении от его концов к центру масс троса.
Для однородного по длине троса максимум натяжения имеет место в
его середине. Величина этой силы возрастает с увеличением длины троса,
его диаметра и плотности материала. Так, сила F растяжения троса длиной
L, диаметром D и плотностью р при его ориентации на орбите вдоль радиуса-
вектора центр Земли — центр масс троса составляет
3 , nD2
F = — oj2L р,
8 4
где со - угловая скорость движения центра масс троса по орби
Космические конструкции
49
При L = 10s м, D = 10"2 м, р = 8 • 10"3 кг/м3 сила растяжения троса
в его середине равна 30 • 103 Н. Увеличение длины L до 3' • 105 м ведет к
увеличению F до 300 ■ 103 Н.
Величина натяжения в тросе зависит и от высоты орбиты движения
центра масс троса. Для низких орбит натяжение больше, для высоких — меньше.
При изменении высоты орбиты в пределах 200 ... 400 км это различие
составляет 10 %, для диапазона высот 200 ... 1000 км различие достигает 25 %.
Такие значительные силы натяжения могут привести к разрыву троса.
Предельная длина троса, при которой происходит такой саморазрыв,зависит
от прочностных и массовых характеристик троса. С возрастанием прочности
эта длина увеличивается, с ростом плотности уменьшается. Длина троса
растет с ростом его диаметра. Существует предельное значение длины троса для
каждого из материалов, характеризуемых значением о прочности на разрыв.
Оно определяется следующим соотношением для троса постоянного
диаметра по длине
Гг ¥
U = 2л/ j— .
3 ьз р
Так, саморазрыв стального троса постоянного диаметра наступает при
длине 400 км, стекловолоконного — 1000 км, кевларового —2000 км.
Рис. 1.22. Схема движения троса
иа круговой орбите:
1 - орбита движения центра
масс троса; 2 - области
значений разницы скоростей Д V точек
троса и круговых скоростей на
соответствующих высотах
движения этих точек; 3 - прямая
положений концов векторов
скоростей точек троса; 4 -
линия положения концов векторов
круговых скоростей на
различных расстояниях от Земли;
Ккцм - круговая скорость
на ' высоте центра масс троса;
К, - скорость центра масс
троса; Ккв - круговая
скорость на высоте верхнего конца
троса; Vr B - скорость верхнего
конца троса; Ккн - круговая
скорость на высоте нижнего
конца троса; Vr H - скорость
нижнего конца троса
к.в
Верхний конец троса
Космическое машиностроение ,50
Предельная длина троса может быть увеличена за счет профилирования
площади его поперечного сечения по длине. Так, если использовать трос,
диаметр которого изменяется равномерно от наибольшего значения в
середине троса до одной десятой от этого значения на его концах, то предельная
длина троса по сравнению с однородным увеличивается в два-три раза.
Это связано с тем, что с приближением к концам троса уменьшается сила
натяжения в тросе и потому здесь не требуется такой его толщины, какая
необходима в средней части. При использовании однородного троса по мере
приближения к концам троса имеет место неоправданно большой диаметр с
точки зрения предотвращения его саморазрыва. Избыток по диаметру
обуславливает перетяжеление концов троса.
Использование профилированности избавляет от избыточности по
диаметру и соответственно массы. Это уменьшает напряженность средней части
длины троса и тем самым создает предпосылки в увеличении длины
саморазрыва. При этом предельная длина профилированного троса, при которой
наступает его саморазрыв, существенно возрастает и достигает тысяч
километров для стального троса и десяти тысяч километров для кевларового при
диаметрах троса в его середине порядка 50 мм и 75 мм соответственно.
Таким образом, для современного состояния технологии производства
материалов предельная длина однородного троса может достигать 2 ...
3 тыс. км, профилированного — 10 тыс. км.
Закрепление грузов на тросе ведет к изменению положения центра
тяжести относительно середины его длины и появлению дополнительных сил
натяжения. Однако положение центра масс системы трос — груз не меняется
при закреплении груза в середине троса или одинаковых грузов на его
концах.
В первом случае неизменной остается и сила натяжения троса. Во втором
эта сила возрастает и при том тем значительнее, чем больше масса груза и
длина троса. Сила растяжения тросовой системы с равными грузами массой
Мг на концах достигает наибольшего значения в середине троса:
F = 3cj2L[ — (Л/г+ - Мт)2 - — ],
М 2 8
где М — Мт + 2МГ — масса тросовой системы с грузами; Мт — масса троса.
Поэтому прикрепление к концам стального троса диаметром 10~2 м
и длиной 100 км двух одинаковых грузов массой по 10 т увеличивает силу
натяжения в два раза по сравнению с таким же тросом без грузов. Сила
натяжения в этом случае составляет 60 • 103 Н.
Несущая способность профилированного троса существенно выше
однородного (может быть в 10 раз) за счет избавления от балластной массы
концевых частей троса.
При закреплении груза на одном из концов троса центр масс системы
трос — груз смещается в сторону груза и тем значительнее, чем больше его
Космические конструкции
51
масса. Максимум силы натяжения имеет место в центре масс системы, и
потому этот максимум также смещается в сторону груза. Длина части троса от
центра масс до свободного конца возрастает, и возрастает сила натяжения.
В пределе при очень существенном превышении массы груза над массой
троса их центр масс будет практически совпадать с центром масс груза.
Такая ситуация имеет место, например, для тонкого троса диаметром 1 ... 2 мм
и длиной 100 км, выпущенного с пилотируемой станции.
Закрепление на конце такого троса конструкции с датчиковыми
системами (субспутника) позволяет решать задачи исследования верхней атмосферы
Земли до высот 100 км. Для этого прикрепленный к тросу субспутник
отделяется от станции и ему сообщается скорость порядка нескольких десятков
метров в секунду в направлении Земли.
По мере удаления субспутника от станции будет уменьшаться
центробежная сила, действующая на субспутник. При этом перемещение станции
в направлении от Земли будет незначительным из-за ее большой массы.
Перемещение же субспутника к Земле будет существенным. При
достижении субспутником малых высот над Землей (200 км и ниже)
становятся заметными силовое и тепловое воздействия атмосферы.
Существенными они становятся на высотах ниже 140 км.
Так, при диаметре троса 2 мм и диаметре субспутника 1 м сила
натяжения возрастает вдвое со 100 Н до 200 Н при переводе субспутника с высоты
полета 140 км на высоту 110 км. При этом температура поднимается в
четыре раза и достигает 800 °С. Угол между касательной к тросу у
субспутника и радиусом-вектором увеличивается с 5 до 35 .
Интенсивный рост силы натяжения и особенно температуры троса с
уменьшением высоты полета субспутника являются ограничивающим
фактором достижения низких высот. Так, при использовании синтетических
тросов (нейлон, дакрон, кевлар) с низкой температурой обугливания (250 ...
450 °С) нижний предел высоты полета субспутника ограничен значениями
140 ... 160 км. При использовании тросов из стекловолокна с температурой
плавления 700 ... 840 °С нижний предел высоты полета уменьшается до
120 км. Для стальных тросов с температурой плавления в 1400 С высота
полета субспутника достигает 100 ... 110 км.
Сопротивление атмосферы, воздействуя на трос и субспутник, ведет к
уменьшению скорости станции и в конечном счете к понижению ее орбиты.
Это понижение может быть компенсировано с помощью двигательной
установки станции.
Наличие разницы линейной скорости концов троса относительно
скорости его середины или (при наличии прикрепленных к нему грузов)
относительно скорости центра масс системы трос — грузы создает предпосылки для
использования троса в межорбитальных транспортных операциях (рис. 1.23).
Действительно, верхний конец троса (наиболее удаленный от Земли)
имеет избыток скорости относительно круговой для этой высоты, нижний
Космическое машиностроение
52
Линия сиоростей троса
Межплан етнвя
траектория
.Линия круговых
скоростей
Верхняя граница
атмосферы
Орбита движения
центра масс системы
станция-тр'ос-грузы
Траектория-
спусна на
Землю
Низиовысотиая
\ \ круговая орбита
I*/
Геосинхронная
орбита
Норрекция скорости
для перехода на
круговые орбиты
Рис. 1.23. Схема формирования эллиптических орбит, межпланетных траектория и
траекторий спуска на землю с помощью тросовой системы
конец - имеет недостаток скорости. Следовательно, если разорвать
механическую связь между тросом и грузом, то последний начнет двигаться по
эллиптической орбите. При этом груз верхнего конца троса в начальный
момент движения будет находиться в перигее своей новой орбиты, груз
нижнего конца троса - в апогее.
Разница скоростей конца троса и круговой пропорциональна длине тро-
Космические конструкции
53
са и может составлять значительные величины. Так, для закрепленного к
станции троса длиной 100 км его свободный конец, обращенный от Земли,
будет иметь скорость, превышающую круговую на этой высоте на десятки
метров в секунду. Увеличение длины до 1000 км даст превышение скорости
порядка 1000 м/с. При длине троса 10000 км это превышение достигает
12 000 м/с.
Такие превышения скоростей в тысячи метров в секунду относительно
круговых дают возможность построить эллиптические орбиты с высотами
апогея до высот стационарных орбит и выше их. Также могут быть
построены и гиперболические орбиты для межпланетных перелетов.
Перемещение груза со станции на конец троса ведет к перемещению
положения центра масс системы станция — трос - груз в сторону движения
груза. При этом центр масс системы будет продолжать двигаться по
исходной орбите. Станция же переместится относительно исходной орбиты от
Земли или к ней в зависимости от направления перемещения груза:
перемещение груза к Земле ведет к перемещению станции от Земли и наоборот.
Отделение груза от троса сдвинет центр масс тросовой системы к
станции и тем самым переместит центр масс с исходной орбиты в направлении,
противоположном направлению отделяемого груза. Поэтому при движении
исходной системы станция — трос - груз по круговой орбите отцепка груза
от троса, вытянутого к Земле, обусловит движение оставшейся системы
станция — трос по эллиптической орбите с перигеем в точке расположения
центра масс этой системы в момент отделения груза (рис. 1.24). При
отделении груза от троса, вытянутого от Земли, центр масс системы станция —
трос будет двигаться по орбите с апогеем в точке размещения центра масс
системы станция — трос в момент отделения (рис. 1.25).
Одновременное перемещение одинаковых грузов вдоль троса в
противоположных от станции направлениях с одинаковой скоростью не изменяет
положение центра масс системы (рис. 1.26). Он будет совпадать со станцией и
потому она будет продолжать двигаться по прежней орбите. Одновременное
отделение грузов также не изменит положения центра масс системы
станция — трос и потому орбита движения станции сохранится неизменной.
Неизменности орбиты движения станции можно добиться и
последовательным перемещением грузов от станции вверх и вниз по тросам и их
последовательным отделением. Такие противоположные перемещения и
отсоединения грузов взаимно компенсируют перемещения станции
относительно исходной орбиты (рис. 1.27).
Таким образом, тросовая система позволяет осуществлять транспортные
операции в космосе с использованием компенсации эволюции орбиты за счет
одновременного или последовательного перемещения и отделения грузов в
противоположных направлениях.
Отличие грузопотоков в направлениях к Земле и от нее могут вызвать
систематическую эволюцию орбиты: ее понижение или повышение. Для лик-
Космическое машиностроение
54
видации систематических отклонений орбиты от номинальной могут
использоваться реактивные двигатели. При значительных интервалах времени
между перемещениями или отделениями грузов от тросов могут быть
использованы высокоэффективные двигатели, обеспечивающие большие скорости
истечения вещества при сравнительно небольших тягах.
Тросовая система изменяет структуру средств выведения. Отпадает
необходимость иметь специальные буксиры или двигательные установки
на каждом корабле для перевода их на высокие орбиты или межпланетные
траектории. Это упрощает конструкцию кораблей и спутников, уменьшает
Рнс. 1.24. Схема орбитального движении системы станция - трос - груз в процессе
перемещения груза на тросе в направлении к земле н системы станция — трос и груза
после его отделения от троса:
1 - центр масс станции н груза при неразвернутой тросовой системе; 2 - круговая
орбита движения центра масс системы; 3 - траектория движения груза на тросе в
процессе размотки и после ее окончания; 4 - траектория движения груза после отделения
от троса; 5 - траектория движения центра масс системы станция - трос после
отделения груза
Рнс. 1.25. Схема орбитального движения системы станция - трос - груз в процессе
перемещения груза на тросе в направлении от земли и системы станция — трос и груза
после его отделении от троса:
1 - центр масс станции и груза при неразвернутой тросовой системе; 2 - круговая
орбита движения центра масс системы; 3 - траектория движения груза на тросе в
процессе его размотки и после ее окончания; 4 - траектория движения груза после отделения
от троса; 5 - траектория движения центра масс системы станция - трос после
отделения груза
Космические конструкции
55
Рис. 1.26. Схема орбитального движения системы станция — тросы — грузы в процессе
одновременного перемещения грузов на тросах в противоположные стороны и
системы станция - тросы и грузов после их отделения от тросов:
1 — центр масс станции и грузов прн неразвернутых тросовых системах; 2 — круговая
орбита движения центра масс системы; 3 - траектория движения грузов на тросах в
процессе их размотки и после ее окончания; 4 — траектория движения грузов после
отделения от тросов; 5 - траектория движения центра масс системы станция - тросы
после отделения от них грузов
Рис. 1.27. Схема орбитального движения системы станция - тросы - грузы в процессе
последовательного перемещения грузов на тросах в противоположные стороны и
системы станция - тросы и грузов после их отделения от тросов:
1 — центр масс станции и грузов при неразвернутых тросовых системах; 2 — круговая
орбита движения центра масс системы; 3 - траектория движения грузов на тросах в
процессе размотки и после ее окончания; 4 — траектория движения грузов после
отделения от тросов; 5 — траектория движения системы станции — тросы после отделения
нижнего груза; 6 - траектория движения системы станция - тросы после отделения
верхнего груза
стоимость, расширяет исследовательские возможности и пределы
досягаемости при использовании одних и тех же носителей.
Доставка спускаемых аппаратов к Земле со станции может быть
организована следующим образом. Во-первых, при высокой орбите станции
(тысяча и более километров) спускаемый аппарат может быть на тросе перемещен
к Земле на такое расстояние, при котором после отсоединения от троса груз
будет двигаться по эллиптической орбите с требуемым углом входа в
атмосферу. Во-вторых, при низких высотах орбит полета станции (300 ... 400 км)
спускаемый аппарат на тросе может быть спущен в атмосферу до высот,при
Космическое машиностроение
56
которых также обеспечиваются требуемые условия движения в атмосфере
после отделения аппарата от троса.
Интересна возможность использования тросовой системы для
выведения грузов с Земли на орбиту к станции. В этом случае ракета-носитель
может выводить груз на низкую высоту порядка 150 ... 200 км и стыковать его
с тросом. После этого станция тросом притягивает к себе этот груз.
Наиболее легкие условия по силовому нагружению троса для системы
сближения ракеты-носителя с нижним концом троса имеют место при
совпадении скорости груза со скоростью нижнего конца. В этом случае скорость
выведения груза может быть меньшей,чем орбитальная скорость на этих
высотах. Так, при высоте стыковки 150 км и высоте станции 300 км
уменьшение скорости составляет 150 м/с, при высоте станции 1000 км выигрыш
скорости составляет более 1000 м/с. Это дает возможность заметно увеличить
величины выводимых масс ракетами-носителями.
Кардинальное увеличение возможностей ракет-носителей достигается при
использовании схемы выведения грузов, когда его стыковка с тросом
проводится со значительными относительными скоростями. В этом случае
ужесточаются требования к системе сближения и стыковки. Возрастают
динамические нагрузки на трос, который должен выровнять скорости станции
и груза.
В пределе такая схема выведения может выглядеть следующим образом
(рис. 1.28). Ракета-носитель выводит груз по вертикальной траектории на
высоту 150 км с характеристической скоростью порядка 1500 м/с. В
верхней части траектории выведения при скорости относительно Земли, близкой
к нулю, груз стыкуется с нижним концом троса.
Для уменьшения жесткости удара при стыковке могут использоваться,
например, реактивные двигатели для компенсации относительных скоростей
сравнительно легкого стыковочного устройства троса и груза или еще более
легкая гарпунная система, стартующая со стыковочного устройства и
обеспечивающая малую относительную скорость гарпуна при соприкосновении
его с грузом и последующее закрепление на нем. Большая разница
скоростей порядка 7 км/с основной массы тросовой системы и груза в момент его
захвата в рассматриваемом случае вызовет значительные силовые нагрузки
на трос и большие ускорения груза. Они могут быть снижены за счет
высокой эластичности троса и большой его длины.
При больших относительных скоростях груза и захватывающего
устройства и малой длине троса перегрузки могут быть очень большими и
превышать сотни единиц. С ростом длины троса и соответственно с увеличением
высоты полета станции уменьшается относительная скорость в момент
захвата и степень нарастания натяжения в тросе по времени. Кроме того, с
ростом размера троса увеличивается его длина за счет удлинения при
натяжении. Так, при длине троса 2000 км относительная скорость в момент
захвата составит порядка 5000 м/с, его удлинение достигнет 70 км для кевла-
Космические конструкции
57
Рис. 1.28. Схема выведения грузов на орбиту в предельном варианте использования
тросовой системы:
/ - траектория захватывающего устройства до соединения с грузом; 2 - траектория
груза после захвата его тросом; 3 - траектория ОС после захвата груза; 4 - круговая
орбита ОС до захвата груза; 5 - орбита ОС после доставки на нее груза; 6 — траектория
ракеты-носителя с грузом V — скорость ОС; Кт - составляющая скорости вдоль троса
рового и 400 км для нейлонового тросов. При длине троса 10 000 км
относительная скорость в момент захвата вертикально выведенного с Земли
груза становится меньше 1000 м/с, а удлинение достигает 300 км для кевла-
рового и 1900 км для нейлонового троса.
Величина максимальной перегрузки может быть еще более уменьшена
за счет уменьшения разницы относительных скоростей захватывающего
устройства и груза путем использования наклонных траекторий выведения
груза с Земли. Это требует больших энергетических затрат от
ракеты-носителя, но обеспечивает более комфортные условия для груза, упрощает
систему сближения, стыковки и уменьшает силовую нагрузку на трос.
Сила натяжения и перегрузка могут быть уменьшены и за счет сматы-
Космическое машиностроение
58
вания троса после захвата груза. Все это способствует снижению величины
перегрузки и силы натяжения в тросе после захвата им груза и позволяет
снизить перегрузки до нескольких десятков и даже до нескольких единиц.
По мере увеличения составляющей скорости груза вдоль троса разница
скорости станции и груза будет уменьшаться и достигнет нулевой. После
этого начнется подтягивание груза к станции подмоткой троса.
С момента захвата груза станция будет испытывать его тормозящее
влияние и ее орбита будет понижаться. Как и в ранее описанном случае
межорбитальных полетов с помощью тросовой системы, здесь также
энергетического выигрыша нет никакого. Особенно это зримо при
использовании на ракетах-носителях и станции двигательных установок с одинаковыми
удельными импульсами тягами. Дело в том, что для компенсации
энергетических потерь станции используется топливо, доставляемое с Земли. Оно
само уже содержит экономические затраты на свое выведение. Ракета-носитель
же на разных участках полета расходует топливо, на которое затрачивается
меньше средств. Эта разница тем больше, чем меньше скорость ракеты-
носителя. Сравниваются затраты для топлива, которое ракета-носитель
расходует на последнем участке своего движения перед выводом груза на
орбиту станции. Поэтому с точки зрения экономических затрат
рассмотренная предельная схема выведения при одинаковых двигательных установках
возможно даже проигрышна.
Она становится выигрышной при использовании на станции более
высокоэффективных двигателей, чем на ракетах-носителях. Такими двигателями
могут быть, например, электрические двигатели со скоростями истечения
10000 м/с и более. В этом случае использование тросовой системы позволяет
не только на порядки повысить массы выводимых грузов носителями
современных размерностей, но и на порядки сократить стоимость выведения.
Однако если эта станция проводит транспортные операции не только по
подъему грузов от Земли, но и по спуску их вниз с высоких орбит и с
межпланетных траекторий, то будет иметь место взаимная компенсация потерь
на выведение с Земли и спуск на нее. Эта компенсация будет тем большей,
чем больше будут совпадать объемы транспортных операций в этих
противоположных направлениях.
Таким образом, тросовая система обладает большими потенциальными
возможностями по реализации транспортных операций в космосе. Это —
выведение с Земли на орбиту, межорбитальные переходы, формирование
межпланетных траекторий, спуск грузов на Землю.
Так, для выведения с Земли грузов может использоваться транспортно-
технический центр на круговой орбите высотой несколько тысяч километ-
рос (рис. 1.29). Этот центр способен захватывать контейнеры с грузами на
высотах 140 — 150 км и подтягивать их на большие высоты. При этом часть
контейнеров на промежуточной высоте может быть отсоединена от тросовой
системы и переведена на орбиту перелета к низковысотной станции. Станция,
Космические конструкции
59
Рис. 1.29. Схема космической транспортной системы для выведения грузов с земли
иа орбиты и межпланетные траектории:
1 - поверхность Земли; 2 — точка старта ракеты-носителя; 3 - граница верхней
атмосферы; 4 — место захвата контейнеров с грузом; 5 — траектория перелета
контейнера к низковысотной станции; 6 - низковысотная станция; 7 - транспортно-техни-
ческий центр; 8 — траектория перелета к станции на геосинхронной орбите; 9 —
геосинхронная станция; 10 - межпланетная траектория
в свою очередь, с помощью тросовой системы захватывает контейнер в
перигелии его орбиты при незначительных относительных скоростях и затем
подтягивает его к себе.
Доставляемые на центр остальные контейнеры с грузом и КК
перегружаются в лифт, двигающийся по тросу вверх от Земли. По мере достижения
необходимого удаления от центра контейнеры отделются для перевода на
эллиптические орбиты с высокими апогеями. Здесь эти грузы захватываются
тросовой системой геостанционарной станции и затем подтягиваются к ней.
Дальнейшее перемещение контейнеров с грузами и КК вдоль троса
увеличивает их скорость относительно поверхности Земли. При достижении
требуемого значения этой скорости и ее ориентации в пространстве контейнеры
и КК отсоединяются от тросовой системы и начинают полет по
межпланетным траекториям.
Космическое машиностроение
60
Рис. 1.30. Схема космической
транспортной системы для межпланетных
перелетов:
1 - точка старта ракеты-носителя
с кораблем; 2 — захват корабля
тросовой системой околоземного
транспортно-технического центра;
3 - место отсоединения корабля
от тросовой системы; 4 — корабль
на межпланетной траектории; 5 —
захват корабля тросовой системой
окололунного
транспортно-технического центра; б - корабль на
транспортно-техническом центре;
7 — отсоединение корабля от
тросовой системы; 8 - траектория
спуска корабля на Луну; 9 —
место посадки корабля
При интенсивных полетах
к Луне (рис. 1.30) около нее
также может быть создан тран-
спортно-технический центр. Его
тросовая система сможет
захватывать контейнеры и спускать
их к поверхности Луны. При
длине троса в тысячи
километров скорость контейнера
относительно поверхности
может быть весьма
незначительной порядка сотен
метров в секунду.
Высота над поверхностью может составлять десятки километров.
После отсоединения контейнера от тросовой системы его дальнейшее
торможение и посадка на поверхность могут быть проведены с помощью
буксира. Буксир может подсоединяться к контейнеру при перепогрузке
его из верхнего лифта в нижний орбитального центра.
Этот же буксир может быть использован для транспортировки
контейнеров с Луны к Земле. Он будет поднимать контейнеры над поверхностью
Луны и обеспечивать сближение их с захватывающим устройством
тросовой системы.
Околоземный транспортно-технический центр может быть использован
для доставки спускаемых КК в атмосферу Земли с требуемыми
ориентацией и величиной скорости (рис. 1.31). Центр способен захватывать грузы с
высокоорбитальных станций и подтягивать их к себе для проведения, напри-
Космические конструкции
61
мер, ремонтных работ. Он также может захватывать межпланетные корабли,
подтягивать их к себе, проводить, например, их загрузку в спускаемые
аппараты и затем спускать на тросе и вводить в атмосферу для дальнейшего
спуска в атмосфере.
В принципе мыслима транспортная тросовая система без использования
носителей и буксиров. В этом случае центр масс системы располагается на
стационарной орбите, трос спускается до поверхности Земли и сохраняет
относительно ее неизменное положение (рис. 1.32).
Вдоль троса по кольцу движется космический лифт. В кабины
загружаются грузы для доставки в космос и из космоса на Землю. В случае оди-
Рис. 1.31. Схема космической транспортной системы для спуска грузов с орбит и
межпланетных траекторий на Землю:
1 - межпланетный корабль; 2 - траектория межпланетного корабля; 3 - захват
межпланетного корабля тросовой системой; 4 - межпланетный корабль иа транспортно-
техническом центре; 5 - межпланетный корабль иа траектории движения к Земле;
6 ~ место посадки межпланетного корабля; 7 - геосннхронная станция; 8 -
контейнер на траектории движения к транспортно-техническому центру; 9 - захват
контейнера тросовой системой; 10 - контейнер на транспортно-техническом центре; 11 -
спускаемый корабль на траектории движения к Земле; 12 - место посадки этого корабля
Космическое машиностроение
62
Рис. 1.32. Схема космического лифта:
1 - транспортный центр на стационарной
орбите; 2 - силовая конструкция; 3 - кабины
лифта на кольцевой транспортной ленте;
4 - направление движения кабин лифта; 5 -
приводные механизмы лифта; 6 - Земля
накового грузопотока с Земли и из
космоса на Землю не потребуется
затрат энергии на преодоление силы
тяжести поднимаемых грузов, т.к. она будет
уравновешиваться силами,
действующими на спускаемые грузы. Здесь
потребуется энергия для преодоления сил
трения в механических агрегатах лифта.
При этом энергетическая установка
может быть размещена на Земле и
в космосе.
Так же может быть организована
транспортировка грузов от
стационарной орбиты в дальний космос,из него к
стационарной орбите.
Возможно механическое сочленение верхнего и нижнего лифтов и
использование для их привода энергии земных и космических источников.
Реализация таких принципиальных возможностей пока представляется
проблематичной. Прежде всего это проблема обеспечения прочности троса
длиной 36 000 км. То ли это будут прочные материалы (в десятки раз более
прочные, чем современные), то ли большая толщина (километры), то ли
равномерное подвешивание сравнительно тонкого троса силами от
непрерывно работающих реактивных двигателей.
Возможно же, что будут использованы все эти пути вместе и еще ряд
других непредсказуемых в настоящее время. Ясно одно, если имеется
принципиальная возможность создания технической системы и видна ее
необходимость, то рано или поздно она будет создана. И тогда современная
транспортная система на основе одноразовых носителей будет смотреться как
вынужденная расточительность топливных ресурсов и дорогостоящих
сложнейших технических систем, оставляемая после одноразового
использования.
1.7. ТРАНСПОРТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ЦЕНТРЫ
С каждым годом возрастает потребность в космической технике,
появляются новые области ее использования, повышаются требования к
качеству решения задач. В связи с этим происходит непрерывное совершенствова-
Хосмические конструкции
63
ние бортовой аппаратуры для решения целевых задач, растет ее надежность,
габаритные размеры и масса. Соответственно улучшаются служебные
системы КА: управления, передачи информации, ориентации,
терморегулирования, энергопитания КА. Меняются технические решения КА, их внешний
облик, способы выведения и обеспечения функционирования.
Наиболее простым по способу выведения и обеспечения
функционирования является одноразовый автоматический спутник. Но
продолжительность его функционирования ограничена ресурсом работы аппаратуры и
подсистем, временем морального старения аппаратуры и случайными отказами.
Поэтому с ростом стоимости аппаратуры и самого КА выявилась
экономическая целесообразность обслуживания его на орбите.
Обслуживание позволяет увеличить время функционирования КА за счет
замены выработавших свой ресурс систем, пополнения запасов расходуемых
компонентов и замены вышедших из строя систем по причине случайных
отказов. Это дает возможность сократить число их запусков на орбиту для
.выполнения программы работы.
Однако обслуживание подразумевает создание и эксплуатацию
специальных ремонтных кораблей, средств их доставки к КА. Ремонтные корабли
могут быть автоматическими и пилотируемыми. Базироваться они могут на
Земле и на транспортно-техническом центре. Средствами для их выведения с
Земли могут служить одноразовые и многоразовые ракеты-носители. Для
доставки ремонтных кораблей от транспортно-технического центра к
обслуживаемому спутнику могут использоваться буксиры космос — космос.
Суммарные затраты на создание обслуживаемых КА и обеспечение их
функционирования с помощью ремонтных кораблей при определенных
условиях могут оказаться на десятки процентов меньше, чем затраты на
выполнение той же программы одноразовыми КА (рис. 1.33). При этом величина
дохода увеличивается пропорционально продолжительности программы и
зависит от расчетного времени безотказной работы КА.
Большое влияние оказывает стратегия обслуживания. Наиболее
выгодной является такая организация обслуживания, при которой обеспечивается
совмещение обслуживания по отказу с профилактическим обслуживанием.
В этом случае ремонтный корабль по возможности максимально
загружается блоками, предназначенными для замены аналогичных блоков
космического объекта, наиболее полно выработавших свой ресурс, и вылетает по
первому отказу одного из них.
Менее выгодной является стратегия, при которой выпет ремонтного
корабля проводится при накоплении такого количества отказов, когда
корабль становится полностью загруженным сменными блоками (рис. 1.34).
Затраты возрастают за счет длительного простоя части космических
объектов, вызванного ожиданием ремонтного корабля.
Потери дохода в этом случае неполной реализации программы составля-
Ют десятки процентов и зависят от соотношения числа обслуживаемых
ДС
30
20
10
О
-10
-20
-30
-if
it \
Г = 4
\
Л
2 У
Г\
в
\
\
4 /
^ ^
10
6 8 >/
У/
"Л
{*"
10
с
50
30
20
10
X ^^*
/\ /
г"1 /
г ъ
10
100
1000
N
Рис. 1.33. Зависимость разниць1 затрат ДС при использовании обслуживаемых и необ
служиваемых КА от расчетного времени t их безотказной работы для различных дли
тельностей Т программы и полноты загрузки ремонтного корабля:
полная нагрузка ремонтного корабля; 50 % загрузки ремонтного к
рабля
Рис. 1.34. Зависимость затрат на программу С от числа блоков для стратегий обслуж
вания по отказу:
1 - без ожидания полной загрузки ремонтного корабля; 2-е ожиданием его полной
загрузки; 3 — для профилактического обслуживания на основе расчетного ресурса
функционирования с полной загрузкой по первому отказу одного из блоков
АС,%
<Jb
30
18
1°
6
-
«=1
Г
\
2
.—-—t
.^^-^ —
3
''\\
—Ал
\
/
/
/
/
у
— —~~^г
ДС
2
т 1 "/
^" —"Т
/н
/
0,5
1.0
1.5
1
2,0 ' ,0 ЮО 1000
Ч T,N,n,t
Рис 1.35. Зависимость потерь дохода ДС из-за простоя КА от среднего числа q
обслуживании в год и числа N ремонтных кораблей при средней длительности обслуживания
5 сут. и среднем интервале пусков одного и того же ремонтного корабля 14 сут.:
общее число обслуживаемых КА равно 5; общее число обслуживаемых
космических аппаратов равно 15.
Рис. 1.36. Зависимость относительного изменения общих затрат АС от относительного
изменения длительности Т программы, числа N заменяемых блоков, числа п связей
между ними и расчетного времени t безотказной работы
Космические конструкции _^
объектов и ремонтных кораблей (рис.- 1.35). При этом с ростом отношения
числа объектов к числу ремонтных кораблей в три раза потери дохода
увеличиваются во столько же раз. Увеличиваются они и с возрастанием расчетного
числа требуемых обслуживании в год и особенно сильно при дефиците
ремонтных кораблей.
Наименее выгодной является стратегия обслуживания по первому
отказу одного из блоков КА. В этом случае расходы растут за счет увеличения
числа пусков ремонтных кораблей, которые при этом не всегда
загружаются полностью.
Существенным для обслуживаемых объектов является уровень их
дробления на блоки. С ростом числа блоков уменьшается их масса,уменьшается
загрузка ремонтного корабля, сокращаются расходы на обслуживание.
Однако при этом возрастает число связей между блоками, сложность
конструкции аппарата и его стоимость. Наиболее выгодным является разбиение
объекта на десять-триддать блоков (рис. 1.36).
Дальнейшее возрастание массы, габаритных размеров и времени
функционирования КА требует поэлементного их выведения и последующей сборки
на орбите. Для удобства обслуживания может быть предусмотрено
стыковочное устройство для подхода транспортных и ремонтных кораблей, которые
будут обеспечивать такие крупногабаритные аппаратуры расходуемыми
материалами и проводить замену выработавших свой ресурс неисправных
служебных систем, а также ремонтно-восстановительные работы аппаратуры
или отдельных ее частей. Эти работы могут проводиться с помощью
автоматических ремонтных кораблей или с участием пилотов непосредственно на
КА, на транспортно-ремонтном центре или на Земле.
С течением времени функционирования отдельные виды аппаратуры
будут морально устаревать. Кроме того, появятся принципиально новые
технические решения аппаратуры. Это вызывает необходимость замены
части аппаратуры и возможно изменения структуры конструкции объекта
в целом. Таким образом, появляется аппарат нового качества —
космическая платформа. Она обладает большим набором технических возможностей,
включая сборку на орбите, стыковку с кораблями, замену неисправных
систем и аппаратуры, ремонт этой аппаратуры на самой платформе, на транс-
Портно-техническом центре или на Земле, перестройку частей космической
конструкции и установку на ней принципиально новой аппаратуры.
Космические платформы для исследования природных ресурсов Земли,
астрофизики и связи представляют собой крупногабаритные конструкции
размером в несколько десятков метров, состоят из 20 ... 30 сменных блоков
и имеют массу более 5 тонн.
Космические платформы являются закономерным этапом развития
космической техники, вызванным возрастающей ролью космоса в решении
экономических и научных задач. Широкие технические возможности
космических платформ в части размещения уникальной аппаратуры, возможности
3 - 1391
Орбитальный транспортно-
технический центр
Напланетный транспортно-
технический центр
Рис. U7. Схема космических транспортно-технических центров-
мы- 4°-ZCT7£T- ^Л°КИ;л2 - СКЛаДЬ1 И wi 3 - корабли и платфор-
> ч рооот, J) - бытовой блок; б - произнодстаентлй fi„™. 7 „ „ ^ "лануир
навта; S - корабль космонавта- 9 - шлюз 10 nZZ п ' 7 ~ платФ°Рма космо-
монавта . ' ' W ~ Р°бот; Ч ~ корабль и тележка кос-
Космические конструкции
67
ее обслуживания и обновления делают их высокоэффективным средством
для многих сфер практической деятельности.
Для создания и обслуживания космических платформ могут
использоваться одноразовые и многоразовые ракеты-носители Земля — космос и
Земля — космос — Земля, буксиры космос — космос для доставки
ремонтных кораблей и грузов к платформам. Космической базой буксиров и
ремонтных кораблей будет служить орбитальный транспортно-технический
центр (рис. 1.37).
Основу этого центра составляет орбитальная пилотируемая база-станция.
Ее жилые блоки будут обеспечивать длительную работу экипажа в космосе.
Производственные блоки будут позволять проводить ремонтные работы со
спутниками и транспортными средствами транспортно-технического центра.
Энергоблок будет отнесен от жилых и производственных модулей, что даст
ему большую пространственную свободу, необходимую для ориентации
батарей или концентраторов на Солнце и уменьшения помех для стыкуемых к
станции транспортных кораблей. Кроме того, отнесение солнечных батарей
оправдано уменьшением обдувания их потоками газов от двигательных
систем транспортных кораблей и отходами от производственных модулей.
Также будут отнесены антенные системы и научное оборудование. Это
уменьшит взаимовлияние систем.
По существу транспортно-технический центр будет состоять из ряда
блоков, соединенных между собой жесткими связями. Блоки будут выводиться
раздельно и затем монтироваться на орбите. Связи между блоками могут
собираться в космосе из отдельных элементов; могут выводиться в
компактном виде, а затем расправляться в космосе. Такой центр может с
течением времени заменять отдельные блоки, добавлять новые, изменять
конфигурацию. Непременно при этом будет широко использоваться
робототехника. Габаритные размеры такого центра могут составлять сотни метров при
массе в сотни и тысячи тонн.
Транспортная система Земля — орбита — Земля Орбитального
технического центра призвана проводить смену экипажа, доставлять расходуемые
компоненты, проводить спуск грузов на Землю. При этом может быть
использован экономически рентабельный способ доставки грузов с Земли к
базе — станции, а именно, контейнерный способ (рис. 1.38). При этом
способе доставки грузов носитель Земля — космос выводит контейнер с грузом на
орбиту минимальной высоты (200 км). Буксир космос — космос доставляет
контейнер с грузом с этой низкой орбиты на орбиту станции.
Контейнерный способ позволит сократить стоимость выведения
полезного груза на 10 ... 30 % за счет упрощения или отказа от ряда вспомогательных
систем, обеспечивающих доставку груза к платформе (рис. 1.39). Так, в
этом случае отпадает необходимость в стыковочном устройстве,
радиотехнических и двигательных системах сближения и ориентации, что удешевляет
выведение полезного груза на орбиту. Вместе с тем здесь требуются затраты
Рис 1.38. Схема контейнерного способа выведения грузов на орбиту:
1 - старт ракеты-носителя с контейнером; 2 - траектория нх движения на низкую
круговую орбиту; 3 - буксир на орбите ожидания; 4 - стыковка буксира с
контейнером и приборным н двигательным отсеками ракеты-носителя; 5 - буксир с
контейнером на орбите перелета к базе-станции; 6 - база-станция; 7 - стыковка контейнера
к базе-станции; 8 - отделение буксира от базы-станции; 9 - буксир на траектории
перелета к орбите ожидания; 10 - буксир на орбите ожидания; 11 - блок баков
ракеты-носителя после отделения их от приборного и двигательного отсеков; 12 —
многоразовый транспортный корабль Земля - орбита — Земля с отсеками одноразовых
ракет-носителей на траектории полета к Земле
Космические конструкции
69
Рис. 1.39. Зависимость затрат С доставки
грузов от размера контейнера М
доставляемого груза на опорную орбиту высотой
200 км (сплошная линия) и на рабочую
орбиту высотой 400 км с
использованием межорбитального буксира космос -
космос (пунктирная линия):
I - автоматическими грузовыми
кораблями; 2 - контейнерным способом
0 1 2 3 4 5 6
на буксиры для транспортировки контейнера с полезным грузом к
платформе. Однако суммарные затраты получаются меньшими, чем при обычном
выведении.
Транспортно-технический центр будет включать в себя транспортную
систему орбита — орбита. Ее задачей будет являться обслуживание спутников
и платформ на орбите. Основу будут составлять ремонтные корабли
автоматические и пилотируемые, стартующие от центра, приближающиеся или
стыкующиеся с объектами обслуживания и проводящие замену блоков или
ремонт непредвиденных неисправностей. В особо трудных случаях эти
корабли смогут доставлять негабаритные объекты для ремонта в центре и затем
развозить их по точкам на орбитах.
В доках центра будут парковаться средства индивидуального
перемещения в космосе, роботы для сборки космических конструкций различных
типов (рис. 1.40). При монтаже на орбите крупногабаритных конструкций
эти роботы и средства перемещения могут быть многоразового
использования.
На транспортно-техническом центре могут базироваться буксиры для
транспортировки КА на стационарную орбиту и их ремонта. Здесь также
могут быть буксиры для перевода КК с околоземной на околопланетные
орбиты. Эффективность двигателей буксиров и многоразовость их
использования могут сделать такую процедуру достижения планет целесообразной.
По мере роста транспортных операций и совершенствования
космической технологии станет актуальным создание тросовых транспортных систем.
Такие системы на транспортно-техническом центре позволят снизить на
порядок затраты на транспортные перевозки Земля — орбита,орбита —орбита,
Орбита — межпланетная траектория и т.д.
С развитием работ по освоению Луны и планет потребуется создание на-
3*- 1391
Рис. 1.40. Схема работы орбитального транспортно-технического центра:
1 - транспортно-технический центр; 2 - ремонтный корабль на траектории перелета
к связной геостационарной платформе; 3 - стыковка ремонтного КК с платформой;
4 — совместный полет ремонтного корабля с платформой по геостационарной орбите;
5 - автономный модуль на траектории перелета к центру для последующего ремонта
на нем; 6 — буксир на траектории перелета к астрофизической платформе; 7 —
стыковка буксира с астрофизической платформой; 8 - буксир с астрофизической
платформой на траектории перелета к центру; 9 - ремонтный корабль на траектории перелета
К платформе наблюдения за Землей; 10 - стыковка ремонтного корабля с
платформой; 11 — совместный полет ремонтного корабля и платформы наблюдения за Землей
Космические конструкции
71
планетных транспортно-технических центров. Здесь будут собираться,
ремонтироваться и заправляться напланетные технические средства,
исследовательские и транспортные корабли.
Центр будет иметь ремонтные и производственные блоки, хранилища,
средства индивидуального перемещения вблизи центра космонавтов и
конечно комфортные бытовые блоки для космонавтов. Оборудование и
расходуемые компоненты с Земли будут доставлять транспортные корабли.
2 Создание
и эксплуатация
космического
комплекса
Космический комплекс — это совокупность технических средств,
предназначенных для выведения КА на орбиту, определения их орбиты, управления
полетом, решения целевых задач, обеспечения нормального
функционирования, доставки целевой информации или космической продукции на Землю и
предварительной ее обработки.
Основой космического комплекса является КА. На нем размещено
специальное оборудование для решения целевой задачи, его конструкция и
служебные системы призваны обеспечить условия для функционирования этого
оборудования, а также передачу получаемой информации на Землю.
Стартовый комплекс и ракеты-носители обеспечивают выведение КА на
орбиту. Наземный командно-измерительный комплекс с измерительными
пунктами, вычислительным центром и командными радиолиниями,
бортовые средства передачи измерительной информации и наземные станции ее
приема играют служебную роль.
2.1. ВЫВЕДЕНИЕ НА ОРБИТУ
На стартовое сооружение ракета-носитель устанавливается в
вертикальном положении. Это упрощает ее конструкцию и сводит к минимуму вес
стартовых приспособлений на ракете благодаря отсутствию значительных
поперечных стартовых нагрузок в заправленном состоянии. Имеющая же место
на стартовом столе осевая нагрузка аналогична нагрузке в полете от
двигателей, не превышает ее и поэтому не требует дополнительного упрочнения
корпуса ракеты.
С началом работы двигателей истекающие из их сопел горячие газы
попадают в специальные газоводы и отводятся в сторону от стартовых
сооружений. По мере выхода двигателей на режим их тяга достигает веса ракеты и
затем превосходит его. В этот момент происходит отрыв от стартового
стола. Тяга возрастает и ракета начинает вертикальное движение. На высоте
примерно в 30 ... 50 м начинается разворот ракеты на траекторию, близкую
к оптимальной.
Оптимальная траектория обеспечивает наименьшие потери энергии на
преодоление поля тяготения Земли и сопротивление атмосферы. Идеальной
с точки зрения экономии потерь на преодоление силы тяготения была бы
такая схема выведения, при которой космическому объекту в горизонтальном
направлении на старте была бы мгновенно сообщена первая космическая
скорость, равная 7^1 км/с. В этом случае потери на преодоление тяготения
Земли равны нулю. Но, во-первых, слишком велики в этом идеальном
случае силы аэродинамического сопротивления на участке полета в атмосфере;
во-вторых, невозможно создать ракету-носитель, способную мгновенно
развить первую космическую скорость.
Минимальные потери на преодоление сопротивления атмосферы
реализуются в том случае, когда ракета медленно и вертикально проходит
атмосферу. Но медленное вертикальное движение сопровождается
значительными потерями на преодоление поля тяготения Земли. Суммарные потери на
преодоление сопротивления атмосферы составляют примерно 20 % от потерь
на преодоление тяготения Земли на активном участке траектории. Поэтому
определяющим при выведении является фактор тяготения.
Космическое машиностроение
74
Активный
участок
Рис. 2.1. Схема оптимального движения
носителя на активном участке траектории:
VK - скорость в конце активного участка;
1>к - угол наклона VK к местному
горизонту; <р = at + b - угол тангажа; t - время
полета; a, b - постоянные коэффициенты,
обеспечивающие получение требуемых VK
и 1>к; оху - стартовая система координат
Опыт проектирования ракет-носителей выявил, что наиболее выгодно!
начинать движение при незначительном превышении (примерно в полтора!
раза) тяги двигателя над массой ракеты-носителя и затем двигаться с прак-'|
тически постоянной тягой. Определенный выигрыш получается от
использования двигателей переменной тяги. Учитывая степень нагруженности
отдельных элементов ракеты, варьируя тягой, можно добиться уменьшения потерь
на тяготение Земли, не создавая особой напряженной ситуации по нагрузкам \
для силовых элементов ракеты. Но использование двигателя не на всю
мощность на отдельных участках траектории ведет к его перетяжелению на этих
участках и поэтому ракета не будет оптимальной по весовым
характеристикам на этих участках. Кроме того, усложняется конструкция двигателя,
его управление и управление ракетой в целом. Поэтому современные ракеты-
носители имеют двигатели примерно постоянной тяги. Перегрузка же растет
по времени полета вследствие облегчения ракеты от сгоревшего топлива.
Для подобных ракет-носителей с точки зрения минимизации
энергетических потерь на преодоление силы притяжения Земли оптимальной схемой
выведения является такая, при которой тангенс угла tp наклона тяги
двигателя к плоскости горизонта в точке старта изменяется равномерно за время ti
движения на активном участке (рис. 2.1): tg ц> =dt+ b, где я шЬ — постоян-i
ные величины. I
Значения а и Ъ зависят от типа ракеты и параметров орбиты, на которую !
должен быть выведен спутник.
При такой программе движения ракета-носитель на каждом участке
траектории наилучшим образом компенсирует тяготение Земли
центробежным ускорением. И чем больше возрастает скорость, тем эта
компенсация становится более полной, пока, наконец, при достижении круговой
орбитальной скорости потери на тяготение не обратятся в нуль. На начальном
же этапе движения, когда скорость мала, потери на тяготение значительны и 1
большая часть энергии двигателей тратится на его компенсацию. Поэтому 1
вектор тяги двигателей направляется круто к плоскости горизонта. В даль-
Создание и эксплуатация космического комплекса
75
нейшем же направление тяги двигателя все более и более приближается к
плоскости местного горизонта, т.е. касательной плоскости к поверхности
Земли под ракетой в рассматриваемый момент движения.
Звуковой барьер ракета проходит с нулевым углом атаки. Это
обеспечивает наилучшие условия управления в критический момент ее движения.
Поэтому разворот ракеты после вертикального участка движения
производится так, чтобы, с одной стороны, она возможно быстрее могла выйти на
оптимальную траекторию движения и, с другой стороны, были бы
обеспечены нулевые углы атаки в момент достижения ракетой скорости звука.
Трудности прохождения звукового барьера связаны с резким
скачкообразным возрастанием аэродинамических сил, действующих на отдельные
части и всю ракету в целом при приближении ее скорости к скорости звука.
Впереди тела при этом образуется так называемая ударная волна,
сопровождаемая скачкообразным повышением давления и температуры.
Нулевые углы атаки обеспечивают симметричное обтекание ракеты
набегающим потоком. Симметричность формы ракеты способствует образо-
' ванию симметричных скачков при достижении скорости звука, а
следовательно, и симметричных аэродинамических сил. Это существенно упрощает
задачу управления ракетой и способствует обеспечению ее устойчивого
движения. Если же ракета имеет значительные углы атаки, то симметричность
обтекания нарушается, возрастает нагрузка на исполнительные органы
системы управления, что может привести к потере устойчивости движения
ракеты.
Еще более жесткие требования к условиям движения предъявляются
на этапе разделения ступеней. Эта сложная операция связана с нарушением
механических связей отдельных частей ракеты-носителя и освобождением
ее от ступени, выработавшей свое топливо. Желательны наименьшие
аэродинамические силы и угловая скорость для того, чтобы в процессе
разделения не произошло столкновения отделяющихся частей с основной частью
ракеты-носителя, продолжающей выведение космического объекта. Поэтому
разделение ступеней проводится на высоте нескольких десятков
километров, где плотность атмосферы весьма незначительна.
Возможны различные схемы разделения ступеней, зависящие от
конструктивных особенностей ракеты-носителя (рис. 2.2). При последовательном
соединении ступеней, когда они поставлены одна на другую, отработавшая
нижняя ступень отделяется от верхней разрывом скрепляющих их пиробол-
тов или открыванием замков. Затем одной из них или обеим сообщаются
скорости в противоположных направлениях вдоль оси ракеты, обеспечивая
тем самым их безударное разведение.
Возможны различные способы разведения ступеней. Например, перед
разрывом механических связей между нижней ступенью и верхней частью
ракеты-носителя выключается двигатель нижней ступени; после разрыва
связей включается двигатель верхней части ракеты-носителя (рис. 2.3).
Космическое машиностроение
76
Таидем
Пакет
Комбинированная
иомпоновка
6
L-
п
тья
а
-£-
-j
п
-
i
° £
-1
I
I
i
с
!
Вторая ступень
Отделяющиеся
части первой ,
ступени
-о-
Третья ступень
б'
Рис. 2.2. Возможные компоновки ступеней ракет-носнтелей
&%ч
Холодное разделение
с пружинным толкателем
Горячее
раздеяение
Двигатель верхней ступени может включаться до отделения нижней
ступени — горячее разделение. Это разделение обеспечивает большую
надежность и управляемость процесса благодаря непрерывному воздействию на
ракету управляющих сил,
имеющему место при
работающих двигателя.
Последовательное
соединение ступеней имеет
существенный недостаток:
двигатели верхних ступеней не
работают, когда включены
двигатели нижних. Поэтому
не обеспечивается полное
использование всех
энергетических возможностей
носителя на первых этапах его
Рис. 2.3. Схемы разделения
ступеней при их последовательном
соединении
Создание и эксплуатация космического комплекса 77
Первая ступень
до разделения
Ползуны и элементы/^"^
нреплекня ступеиеи
К
Lf=*
/Г и
Движение боковых частей
по направляющим
центральной части
Вторая ступеиь
после разделеиия
/е\
яч
Z3
Направляющие
"Л*
Г/
V
t=\
Отделившиеся
части первой
ступени
Рис. 24. Схема процесса разделения ступеней по направляющим прн их параллельном
соединении
движения, что ведет к уменьшению выводимого на орбиту полезного груза.
От указанного недостатка свободен принцип параллельного соединения
ступеней, при котором двигатель каждой ступени имеет возможность
работать на всех этапах движения ракеты-носителя. После выгорания топлива
в части баков они отбрасываются (рис. 2.4, 25). Вместе с баками обычно
отбрасываются и жестко конструктивно соединенные с ними двигательные
установки. Оставшаяся часть ракеты-носителя имеет баки большего
объема или двигатель с меньшим расходом и поэтому в них на момент
разделения остается достаточное количество топлива, позволяющее ракете
продолжать движение.
Ракеты-носители могут быть составлены их трех и более ступеней.
Многоступенчатость позволяет отбрасывать часть конструкции носителя по мере
выгорания топлива. В предельном случае целесообразно непрерывно
уменьшать массу конструкции по мере выгорания топлива. Но это ведет к
существенному усложнению, удорожанию и к утяжелению конструкции, что
делает непрерывный отброс нерациональным. Поэтому уменьшение массы
конструкции осуществляется дискретно. В состав отбрасываемых агрегатов
включаются баки, двигатель, органы управления. Число таких квантов равно
числу ступеней и составляет несколько единиц. На выбор числа ступеней ракеты-
носителя основное влияние оказьшает тип орбиты, на которую должен быть
выведен спутник. Так, если требуется низкая и круговая орбита, то эта за-
Косм ическое машиностроение
71
— щ
Первая ступень
До разделения
Угловое движение боковой
части относительио
центральной
Вт.орая ступень
после разделения
/ \ ' Отделившиеся
части первой
ступени
Рис. 2.5. Схема процесса разделения ступеней при их шарнирном соединении
дача вполне выполнима двухступенчатой ракетой. Она сравнительно проста
по конструкции, надежна и дешева (рис. 2.6).
Для более сложных орбит, например, таких как высокие круговые
орбиты, необходимы трехступенчатые ракеты-носители или же усложненные
двухступенчатые. Действительно, если, например, требуется вывести
спутник на круговую орбиту высотой 1000 км, а длина активного участка полета
Активный участок
первой ступени
Разделение ступеней
Активный участок
второй ступени
Выход ка орбиту
Рис. 2.6. Схема выведения без разрыва активного участка двухступенчатой ракеты-но-
снтеля
Создание и эксплуатация космического комплекса
79
' Выключение двигателя
второй ступени
Активный участок
первой ступени
Переходная
траектория
Включение двигателя
второй ступени
Активный участок
второй ступени
Выход на орбиту
^n^3» нруговая_
Рис. 2.7. Схема выведения с разрывом активного участка двухступенчатой ракеты
двухступенчатой ракеты составляет всего 700 км, то такой носитель для
решения этой задачи не пригоден. В данном случае невозможно не только
вывести космический объект по оптимальной траектории, которая, как
правило, в несколько раз длиннее, чем высота орбиты, но и достичь высоты
требуемой орбиты в процессе движения на активном участке.
Можно удлинить активный участок полета двухступенчатой ракеты
использованием перерывов в работе двигателя второй ступени (рис. 2.7). В
этом случае включается двигатель второй ступени и происходит пассивный
полет по эллиптической траектории, апогей которой совпадает с высотой
требуемой орбиты. Вблизи этой точки снова включается двигатель второй
ступени, производится разгон спутника и он выводится на требуемую орбиту.
Трехступенчатые ракеты-носители имеют большие возможности при
формировании орбит в околоземном пространстве, особенно если последняя
ступень допускает многократное включение. С их помощью могут быть
созданы сильно вытянутые эллиптические орбиты с любым размещением
Перигея и апогея относительно поверхности Земли. Для этого две первые
ступени выводят третью ступень со спутником на круговую орбиту
высотой, равной высоте перигея (в случае, если она не очень велика) ; затем
начинается их орбитальный полет по круговой орбите до точки, где должен
быть расположен перигей требуемой орбиты; в этом месте включается
Двигатель третьей ступени, дополнительно разгоняющий спутник до скорое-
Космическое машиностроение
80
ти, требуемой для его движения по эллиптической орбите с заданной
величиной высоты апогея.
Трехступенчатая ракета-носитель может быть использована для
выведения спутников на стационарную орбиту. При расположении точки старта
на экваторе наилучшим образом используется угловая скорость Земли
(рис. 2.8). При запусках спутников с экватора в сторону вращения Земли
можно существенно увеличить массу выводимого на стационарную орбиту
спутника за счет использования линейной скорости поверхности Земли на
экваторе, равной 465 м/с. Если запуски проводятся с более высоких широт,
где линейная скорость поверхности Земли уменьшается, то угловая
скорость Земли используется в меньшей степени и совершенно не
используется при запусках спутников с полюсов, где она равна нулю.
При старте с экватора в направлении вращения Земли плоскость орбиты
будет совпадать с плоскостью стационарной орбиты.
При старте с более высоких широт для создания стационарной орбиты
необходима дополнительная скорость. Значение требуемого импульса
может быть весьма значительным: сотни и тысячи метров в секунду в
зависимости от наклонения исходной орбиты. Ее наклонение не может быть по
величине меньше географической широты старта. При этом минимальная
величина наклонения обеспечивается при запусках вдоль параллели,
проходящей через точку старта.
Рис 2.8. Схема влияния положения точки старта на полноту использования энергии
вращения земли при запуске спутников:
ш — угловая скорость Земли; V3 — линейная скорость точки О старта за счет вращения
Земли в абсолютной системе координат OXYZ; Vc - скорость ракеты-носителя в
стартовой системе координат oxyz : V - скорость ракеты-носителя в абсолютной системе
координат OXYZ; AV — приращение скорости ракеты-носителя за счет вращения Землн
Создание и эксплуатация космического комплекса
81
Рис. 2.9. Схема размещения датчиковых систем
углового положения и ускорений на
ракете-носителе, стоящей на стартовом столе:
OXYZ - стартовая система; у - угол крена;
а - угол тангажа; ф - угол рыскания
Все операции по маневрированию на
активном участке траектории проводятся
системой управления. Датчиками углового
положения ракеты в пространстве служат
гироскопы (рис. 2.9). С их помощью
реализуются повороты ракеты и
стабилизируется ее движение. Интегрирующие
системы измеряют кажущуюся скорость, т.е.
скорость ракеты, которую она бы имела
при отсутствии поля тяготения Земли.
Измерение этой скорости и ее регулирование
в процессе движения на активном участке
траектории позволяет уменьшить
отклонение траекторий движения от расчетной и
тем самым обеспечить необходимую
точность выведения. Регулирование
осуществляется изменением количества
подаваемого в двигатели топлива.
Выключение двигателя проводится с
помощью системы управления и
осуществляется в момент достижения заданной
кажущейся скорости движения. Через
несколько секунд после подачи команды на
выключение и полного прекращения
работы двигателя КА отделяется от
ракеты-носителя. При этом разрываются
соединяющие их механические связи и
КА сообщается небольшая скорость
относительно ракеты. Этим
заканчивается процесс выведения КА на
орбиту.
За ходом полета ракеты-носителя на активном участке траектории
ведется непрерывное наблюдение. Для этого используются оптические,
радиотехнические и телеметрические средства. Оптические средства позволяют
по внешним признакам судить о движении ракеты сразу же после старта в
течение времени ее прямой видимости; радиотехнические — осуществляют
измерение конечного участка траектории и позволяют судить о качестве вы-
Космическое машиностроение 82
ведения спутника на орбиту; телеметрические — дают информацию о работе
основных агрегатов ракеты-носителя.
После отделения ракеты-носителя необходимо обеспечить успокоение
вращательного движения КА и развертывание его внешних систем:
солнечных батарей, антенных устройств. Эти операции проводятся с помощью
спутниковой системы управления.
Ракеты-носители с четырьмя и большим количеством ступеней
используются для межпланетных полетов, связанных не только с выведением КК на:
орбиту полета к планетам, но и с торможением около них, переходом на
орбиту около планет, торможением и посадкой на их поверхность, обратным
взлетом и выходом на орбиту около планет, переходом на орбиту полета к
Земле.
2.2. ОРБИТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ
Скорость движения КА, обеспечивающая его полет по круговой орбите,
называется круговой или первой космической скоростью. Она зависит от
массы небесного тела М, расстояния орбиты от центра масс этого тела и равна
V = y/(GM)IR,
где G= 6,67 ■ 10"u Н • м2 кг-2 — гравитационная постоянная.
Для движения по круговой орбите вокруг Земли на высоте 100 км от ее
поверхности необходима скорость 7£5 км/с, на высоте 1000 км — 7,36 км/с
и на высоте 36000 км - 3,32 км/с (рис. 2.10).
Скорость, превышающая круговую в \/2 раза,называется
параболической или второй космической скоростью. Космический аппарат с такой
скоростью будет двигаться относительно центра притяжения по параболической
орбите и в конце концов выйдет из сферы притяжения небесного тела. При
старте с поверхности Земли зта скорость равна 11,2 км/с.
Если начальная скорость КА меньше параболической, то он будет
двигаться по эллиптической орбите, если же начальная скорость больше парабо-
Рис 2.10. Траектории движения КА
по круговой, эллиптической,
параболической и гиперболической орбитам:
О - центр Земли; Кг - гиперболическая
скорость; Кп - параболическая скорость;
Кэ - скорость в перигее эллиптической
орбиты с фокусами в точках О и F;
Кк - круговая скорость; v3 - скорость
в апогее эллиптической орбиты с
фокусами в точках О и /.
Создание и эксплуатация космического комплекса
83
Апогей
круговая о'
Рис. 2.11. Схема трансформации круговой
орбиты после уменьшения скорости V~K на
величину Д К :
—*
ДК - дополнительная скорость коррекции;
Кэ — скорость в апогее эллиптической
орбиты после коррекции; Кк - скорость на
круговой орбите до коррекции
—►
Рис. 2.12. Схема трансформации круговой орбиты после увеличения скорости Кк на
величину ДК:
ДК — дополнительная скорость коррекции; Кэ - скорость в перигее эллиптической
орбиты после коррекции; VK - скорость на круговой орбите до коррекции
лической, то КА будет двигаться по гиперболической траектории и тем
более выйдет из сферы притяжения небесного тела.
Если в одной из точек круговой орбиты уменьшить величину скорости
спутника, сохранив прежним ее направление, то эта точка будет апогеем, а
перигей расположится на диаметрально противоположной стороне орбиты и
при том тем ниже, чем больше уменьшена скорость (рис. 2.11). Так, при
высоте исходной орбиты в 1000 км уменьшение скорости на 10 м/с ведет к
понижению высоты перигея относительно исходной орбиты на 40 км,
уменьшение скорости на 250 м/с ведет к понижению перигея до 100 км над
поверхностью Земли, а при уменьшении скорости на 272 м/с точка перигея
расположится на поверхности Земли. Большее уменьшение скорости условно уводит
перигей под поверхностью Земли. Спутник в двух последних случаях входит
в атмосферу, сгорает или спускается на Землю.
Увеличение скорости ведет к переходу на эллиптическую орбиту с
перигеем в точке приложения дополнительной скорости. Апогей разместится на
Противоположной стороне орбиты (рис. 2.12).
Апогей
Рис. 2.13. Схема трансформации круговой орбиты после коррекции скорости:
AV -дополнительная скорость коррекции; кэ - скорость спутника после
коррекции; Кк - скорость на исходной круговой орбите
*К С
—i 4
Рис. 2.14. Схема получения круговых орбит в различных точках эллиптической орбиты:.
ДК - приращение скорости; Кэ - скорость спутника на эллиптической орбите- VK -1
круговая скорость спутника в различных точках эллиптической орбиты '
Создание и эксплуатация космического комплекса
85
Если помимо увеличения или уменьшения скорости изменять ее
направление, то можно получить множество орбит, высоты перигеев которых будут
меньше, а апогеев больше исходной круговой (рис. 2.13). Если
дополнительную скорость сообщить в направлении, не лежащем в плоскости исходной
орбиты, то плоскости новых орбит будут также не совпадать с исходной.
Таким образом, можно заполнить орбитами все пространство около Земли, т.е.
теоретически из любой точки исходной орбиты можно лутем одной
коррекции скорости перейти в любую другую точку космического пространства.
Это положение нарушается в тех случаях, когда требуется, чтобы новая
орбита имела вполне определенные параметры, или накладываются
ограничения на величину минимального и максимального удалений от Земли,
величину угла между плоскостями старой и новой орбит или величину
дополнительной скорости (скорости коррекции). Так, если требуется получить
круговую орбиту из эллиптической с высотой, равной высоте апогея или
перигея, то коррекция скорости должна быть проведена только в этих точках
(рис. 2.14).
Круговые орбиты промежуточных высот могут быть получены в одной
из двух точек орбиты с соответствующими высотами. С помощью одной
коррекции вектора скорости могут быть получены только такие орбиты,
которые имеют хотя бы одну общую точку с исходной орбитой. Это накладывает
на возможности одноимпульсного получения орбит большие ограничения.
Например, одноимпульсная коррекция не позволяет получить круговые
орбиты, высоты которых меньше высоты перигея или больше высоты апогея
исходной эллиптической орбиты. При двухимпульсных переходах первый
импульс тяги (произведение среднего значения РД тяги на время его работы)
сообщает спутнику дополнительную скорость, переводящую его на
промежуточную орбиту, имеющую с требуемой общие точки; второй импульс
переводит спутник на требуемую орбиту.
Так, как для перехода с низкой круговой орбиты на более высокую
можно в одной из точек исходной орбиты увеличить скорость и перейти на
эллиптическую орбиту с перигеем на исходной и апогеем на требуемой
орбитах. Затем в апогее еще раз увеличить скорость до значения круговой
скорости на этой высоте. Это наиболее экономичный переход с одной
круговой орбиты на другую (рис. 2.15).
Для перехода с круговой орбиты высотой 200 км на круговые орбиты
высотой 1000 и 36 000 км требуются дополнительные приращения скорости
Для осуществления двух коррекций, соответственно равных 435 и 3940 м/с.
При этом при первой коррекции сообщается скорость соответственно 220 и
2460 м/с, а при второй — 215 и 1480 м/с.
Скорости коррекции еще больше увеличиваются, если требуется
получить орбиту, плоскость которой не совпадает с исходной. Так, для поворота
плоскости круговой орбиты высотой 200 км на 1 требуется дополнительная
скорость 135 м/с, на 15° - 1930 м/с, на 90° - 10980 м/с.
Рис. 2.15. Схема межорбитальиого переход
по хомановскому эллипсу:
Д^1 - скорость первой коррекции; V
скорость спутника после первоД коррекци
в перигее переходной орбиты; VKl - круг
вая скорость на исходной орбите; Ка
скорость^ спутника в апогее переходной ор
биты; VK2 ~ круговая скорость на требуе
мой орбите; ДК, - скорость второй
коррекции
Рис 2.16. Элементы эллиптической орбиты
Полюс Земли
Трассы
спутника
Зоны видимости
Рис. 2.17. Трассы и зоны видимости спутника на полярной орбите:
i = 90°; #кд = 200 км
Создание и эксплуатация космического комплекса
87
Положение спутника на орбите можно охарактеризовать углом истинной
аномалии д, то есть углом между направлением из фокуса орбиты,
совпадающего с центром Земли, на перигей и направлением оттуда же на спутник
(рис. 2.16).
Плоскость орбиты в пространстве может быть задана двумя углами:
долготой восходящего узла £2 и наклонением /'. Восходящим узлом О,
называется точка орбиты, в которой спутник пересекает плоскость земного
экватора, переходя из южного полушария в северный. Соответственно
противоположная точка на орбите называется нисходящим узлом. Долгота
восходящего узла задает угол между неподвижным относительно звезд
направлением на точку весеннего равноденствия у и линией пересечения плоскости
орбиты с плоскостью экватора.
Геометрия круговой орбиты может быть охарактеризована одной
величиной — ее высотой над Землей; геометрия эллиптической орбиты
характеризуется двумя величинами: например, высотами перигея hn и апогея ha
или расстояниями г„ и га до центра Земли от перигея и апогея
соответственно.
Положение перигея орбиты определяется углом ш между
линией,соединяющей центр Земли и перигей, которая совпадает с большой осью эллипса
(линией апсид), и линией узлов, соединяющей восходящий и нисходящий
узлы орбиты. С помощью всех этих углов и расстояний может быть задано
положение спутника в абсолютной системе координат, т.е. в системе с осями,
ие вращающимися относительно звезд.
Чтобы определить положение спутника в системе координат, связанной
с вращающейся Землей, необходимо прежде всего ориентировать эту
систему в теле Земли. Опорными плоскостями могут быть плоскости экватора
и Гринвичского меридиана. Относительно этих двух плоскостей построена
географическая система широт и долгот Земли. Связь этой системы с
рассмотренной ранее абсолютной (инерциальной) системой координат
устанавливается введением угла между плоскостью Гринвичского меридиана и
направлением на точку весеннего равноденствия. Тогда, зная ориентацию
плоскости орбиты в абсолютной системе координат и плоскости гринвичского
Меридиана в абсолютной системе, можно определить траекторию движения
спутника относительно поверхности Земли.
Если бы Земля не вращалась вокруг своей оси в абсолютном
пространстве, то в этом случае спутник периодически проходил бы над одними и теми
же районами, и проекция его траектории на поверхности Земли, или трасса
Движения, имела для сферической Земли вид окружности. Так, полярные
спутники, плоскости орбит которых проходят через ось вращения Земли,
Двигались бы вдоль одного и того же меридиана, и можно было бы, находясь
на этом меридиане, регулярно наблюдать космический объект через
промежутки времени, равные периоду его обращения вокруг Земли (рис. 2.17).
Однако не только с этого меридиана виден был бы спутник. Он наблю-
Космическое машиностроение
88
дался бы со всей полосы на Земле шириной, равной диаметру зоны
видимости, т.е. области на поверхности Земли, которая видна со спутника (или с
которой виден спутник) в отдельные моменты его движения. При высоте,
например, 200 км диаметр зоны видимости равен 3150 км, при высоте
1000 км — 6700 км, при высоте 36 000 км — 18 000 км. На краю этой зоны
угол места, т.е. угол между горизонтом для точки наблюдения и
направлением на спутник, равен нулю.
Наблюдение его в этих условиях затруднительно, так как мешают
окружающие наземные предметы и большая в этом случае толща
атмосферы. Менее тяжелые условия наблюдения обеспечиваются при угле места в
5 . Но в этом случае зоны видимости уменьшаются до 2200 км, 5770 км,
17 000 км соответственно. Хорошие условия наблюдения обеспечиваются
при углах места около 30 . В этом случае зоны видимости еще более
сокращаются и составляют 650, 2600, 11 700 км для тех же орбит.
Вращение Земли существенно изменяет характер только что описанного
относительного движения спутника. Земля поворачивается под орбитой
спутника. В этом случае полярный спутник будет проходить над полюсами,
но между ними он будет пересекать плоскости меридианов. Наблюдатель
на экваторе сможет видеть спутник на низкой полярной орбите только два
раза в сутки. После первого наблюдения-за время одного оборота спутника
при Я = 200 км Земля повернется и спутник пройдет в стороне от
наблюдателя на удалении в 2500 км. За один оборот спутник проходит над
экватором дважды: на прямом участке витка (при движении от южного полюса
к северному) и на обратном (от северного к южному полюсу). Поэтому,
когда через 12 ч Земля повернется под орбитой на 180°, наблюдатель снова
сможет увидеть спутник.
Однако с полюсов Земли полярный спутник можно наблюдать на
каждом витке. Кроме того, такие же условия наблюдения имеют место и для
приполярных зон размером, равным размеру зоны видимости. Так, спутник
с высотой орбиты 1000 км имеет зону видимости 5000 км при минимально
допустимом угле места 5°. Он будет виден на каждом витке с приполярных
зон, широты которых больше 65 .
Экваториальный спутник (наклонение орбиты равно нулю) будет виден
в области Земли, ограниченной широтами, расстояние между которыми
равно диаметру зоны видимости. Так, для экваториальной круговой орбиты
высотой 1000 км эта область будет лежать между 25 с.ш. и 25° ю.ш.
(рис. 2.18).
Трассы спутников, орбиты которых имеют промежуточные наклонения
между 0 и 90 , располагаются между северной и южной широтами, равными
наклонению орбит (рис. 2.19). Видимость таких спутников в экваториальной
части Земли будет несколько лучшей, чем видимость спутников с
полярными орбитами. Дело в том, что полоса видимости в этом случае пересекается
с экватором под углом, отличным от 90°, и, следовательно, большая (чем
Создание и эксплуатация космического комплекса
10000
200
Экватор Земли
Рис 2.18. Зоны видимости спутников на экваториальных орбитах различной высоты:
/ = 0
Трассы
Рис. 2.19. Трассы и зоны видимости спутника на наклонной орбите:
' = 45°; Якд= 1000 км
при полярной орбите) часть дуги экватора будет находиться в полосе
видимости.
Наилучшие условия видимости для наклонных орбит имеют место в
районе широт, максимально достижимых трассами этих спутников. Здесь
некоторое время трасса идет как бы вдоль широты и поэтому захватывает
4 - 1391
Космическое машиностроение 90
большую ее часть. Хорошие условия наблюдения обеспечиваются также из
районов областей, близлежащих к этим широтам. Поэтому такие орбиты
удобны для стран, расположенных в высоких широтах. Для стран же,
расположенных в низких широтах, удобны экваториальные и близкие к ним
орбиты.
Особое внимание заслуживают круговые орбиты, период обращения
которых равен одним суткам. Такие орбиты называются синхронными.
Если же их плоскость совпадает с экватором и направление движения
спутника по орбите совпадает с направлением вращения Земли, то орбиты
называются стационарными.
Особенностью спутника на стационарной орбите является то, что он
располагается над одной и той же точкой Земли. Поэтому для земного
наблюдателя такой спутник не перемещается относительно земных ориентиров, а
движется вместе с ними относительно звезд.
Высота орбиты стационарного спутника составляет примерно 36 000 км.
С такой высоты видна почти половина поверхности Земли. При допустимом
угле места наблюдения спутника над горизонтом в 5° со спутника видна
почти треть поверхности Земли, при 30° — хорошо видна ее пятая часть.
Это означает, что один стационарный спутник может непрерывно
обеспечивать радиосвязью или обеспечивать непосредственное наблюдение за
атмосферой или поверхностью Земли большие области суши, океана и
атмосферы. Три таких спутника, равномерно расставленные вдоль орбиты, могут
обеспечивать непрерывное наблюдение за поверхностью Земли в диапазоне
широт ±70°.
Синхронные орбиты имеют отличное от нуля наклонение. Они не висят
над одной точкой Земли, но их трассы проходят над одними и теми же
районами и образуют на поверхности Земли замкнутые фигуры,
симметричные относительно экваториальной и одной из меридиональных плоскостей
(рис. 2.20). Регулярность движения синхронных спутников также делает
их весьма полезными для практического использования.
Имеются факторы, вызывающие отклонение траектории движения
спутника от расчетной. Прежде всего это факторы, связанные с отличием
поля тяготения Земли от центрального. Дело в том, что форма Земли
отличается от сферы. Она сплюснута у полюсов и расширена в экваториальной
плоскости. Расстояние между полюсами меньше расстояния между
диаметрально противоположными точками в плоскости экватора на 44 км. Более
близко форме Земли соответствует эллипсоид вращения. Направление
действия силы тяжести для такой фигуры проходит через ее центр только в точках
полюсов и на экваторе. В остальных же местах направление силы тяжести не
проходит через центр (рис. 2.21). При этом для 'северного полушария
направление действия силы тяжести от центра Земли к южному полюсу, а для
южного полушария — к северному. Наибольшее отклонение линии действия
силы тяжести от направления на Центр Земли составляет 11 £' и соответствует
Создание и эксплуатация космического комплекса
Рис. 2.20. Трассы спутников ва синхронных орбитах различных наклонений:
Т = 24 ч(#КА = 36000 км)
широтам ± 45°. Это означает, что тела, расположенные на широтах + 45°,
имеют центр притяжения, смещенный относительно геометрического центра
Земли на 22 км вдоль оси ее вращения.
Спутник движется по сложной траектории, похожей на эллипс, но не с
постоянными параметрами, как это имеет место при центральном поле,
тяготения, а с переменными. Изменение некоторых из них носит колебательный
характер. Эллипс немного деформируется по форме, и колеблется его
плоские 2.21. Схема влияния сплюснутости Земли на направление ускорения свободного
падения в различных точках орбиты спутника
Космическое машиностроение 92
кость. Другие же параметры возрастают или уменьшаются от витка к витку
и притом почти с постоянной скоростью. Особого внимания заслуживает
влияние нецентральности поля тяготения на изменение положения перигея
в плоскости орбиты и долготы восходящего узла. Эти изменения
накапливаются от витка к витку и носят вековой характер. Скорость такого ухода
может достигать существенных величин — нескольких градусов в сутки.
Уход перигея означает, что эллипс поворачивается относительно центра
Земли в своей плоскости.
За один оборот спутника эллипс повернется на величину
я 6
8ш - —г- —— (5cos2/-l),
р2 GM3
где р - параметр орбиты; е = 2,634 • 1010 км5 • с"2 - постоянная сжатия
Земли; G = 6,67 • 10"м Н • м2 кг"2 — гравитационная постоянная; М3 =
= 6 • 1024 кг — масса Земли; / — наклонение орбиты.
Учет таких перемещений перигея важен для специальных спутников,
имеющих вытянутые орбиты. Такие орбиты имеют, например, связные
спутники "Молния". И если не предусмотреть специальных мер, то высокая
часть орбиты может уйти из северного полушария в южное и тем самым
нарушить работу всей системы в целом. Параметры этих орбит подбираются
таким образом, чтобы движение перигея отсутствовало или было очень
малым и не оказывало влияния на работоспособность системы.
Важным является движение восходящего узла орбиты, т.е. точки
пересечения плоскости экватора при движении спутника с юга на север. За один
оборот узел поворачивается на величину
2 7Г е
5£2 = — —— cos/.
р2 GM3
Плоскость эллипса в этом случае равномерно поворачивается
относительно оси вращения Земли. Такое движение орбиты меняет ее ориентацию
относительно Солнца. Она может развернуться к нему так, что будет вся
освещена Солнцем и не будет затеняться Землей. Могут быть .и различные
промежуточные положения. Можно, например, так подобрать параметры
орбиты, что Солнце будет всегда находиться в ее плоскости или же его лучи
будут составлять с этой плоскостью одинаковый угол. В этом случае
скорость поворота плоскости орбиты должна быть равна угловой скорости
Земли относительно Солнца.
Весьма существенными являются условия освещенности Солнцем
подспутниковой части Земли. Так, если плоскость орбиты составляет 90° с
направлением от Земли на Солнце, то со спутника будет видна часть Земли, в
которой Солнце или только взошло, или заходит и поэтому низко стоит над
горизонтом. Орбита же, между плоскостью которой и направлением от
Земли на Солнце сохраняется постоянный угол за счет равенства угловых ско-
Создание и эксплуатация космического комплекса 93
Рис. 2.22. Схема положения плоскости солнечно-синхронной орбиты относительно
направления на Солнце
ростей Земли при движении по орбите и ухода восходящего узла орбиты
спутника, обеспечивает одинаковые по освещенности условия наблюдения
одних и тех же районов Земли. Такие орбиты называются
солнечно-синхронными (рис. 2.22).
Помимо описанных особенностей поле тяготения Земли имеет и другие
особенности, связанные с неравномерностью распределения массы в теле
Земли. Существуют области поверхности Земли, под которыми залегают
более плотные породы, под другими — менее плотные. Такое неравномерное
распределение масс ведет к тому, что сила тяжести над различными точками
поверхности имеет не только неодинаковую величину, но и неодинаковое
направление. Эти отклонения называются аномалиями поля тяготения. Они
весьма малы и составляют 10~2 ... 10 "3 % от общего значения силы тяготения.
Но и они способны вызывать значительные отклонения в движении
спутников. Особенно это относится к низковысотным спутникам. Они очень
чувствительны к аномалиям поля тяготения и отслеживают распределение масс в
теле Земли: прижимаются к ней, пролетая над областями с более тяжелыми
породами, поднимаются над более легкими областями, отклоняются влево
или вправо, притягиваясь к аномальным массам. Эти отклонения могут
достигать сотен метров и даже нескольких километров (рис. 2.23).
Низковысотные спутники подвержены заметному влиянию
сопротивления верхней атмосферы Земли. Они приводят к уменьшению высот перигея
Аномальные массы а
подповерхностном
ю.. ч it л. слое Земли
Х"„3е'с^аГП,ИЯ аНОМ1И,,Й В W™— -^поверхностных масс Земли »
SUSSES УСК°РеНИе СВОбОДН0Г° ПаДеНИЯ' "™° - Результате „ейс,
ение аысоты апогея
за один виток.
Падение высоты перигея
за один витон
Рис 2.24. Схема трансформации эллиптической орбиты за се, торможевия в атмосфере
Создание и эксплуатация космического комплекса
95
я апогея орбиты (рис. 2.24). При этом апогей существенно быстрее
приближается к Земле, чем перигей, а разница этих скоростей тем больше, чем
больше разница высот перигея и апогея. Происходит скругление орбиты и
уже после этого низкие орбиты начинают погружаться в атмосферу.
После снижения орбиты до 150 км спутник совершает всего 1 ... 2
оборота вокруг Земли. Торможение при прочих равных условиях зависит от
отношения массы к площади поперечного сечения спутника.
Продолжительность движения спутника от момента выведения его на орбиту до полного
торможения называется временем существования спутника. Время
существования значительно зависит от высоты орбиты. Так, для спутника массой
100 кг и диаметром 1 м время существования на эллиптической орбите с
высотой перигея 200 км и апогея 1000 км составляет 40 сут. Для такого же
спутника, имеющего высоту перигея 400 км, оно возрастает до 2600 сут.
Если орбита такого спутника будет круговой, то при ее высоте 200 км
время существования составит всего около 0,4 сут., а при высоте 400 км —
160 сут.
На движение спутника влияют также поля тяготения Солнца и Луны.
Но это влияние мало. Однако с увеличением высоты оно возрастает. Для
орбиты с высотой апогея порядка сотен тысяч километров возмущающие
влияния Солнца и Луны могут вызвать заметные изменения параметров и
прежде всего — высоты перигея (рис. 2.25).
Если КА сообщается вторая космическая скорость, или параболическая,
то он уходит из сферы действия Земли. На границе сферы, радиус которой
примерно равен 3 • 10s км, силы таготения Земли и Солнца становятся
равными между собой, скорость КА относительно Земли приближается
к нулевой. Относительно же Солнца она становится равной 29,8 км/с
круговой скорости Земли. Поэтому параболическая (относительно Земли)
орбита КА после выхода из сферы действия нашей планеты превращается в
сфере действия Солнца в эллиптическую орбиту, которая близка к орбите, по
которой движется сама Земля.
Для полета во внутренние области солнечной системы скорость КА
должна быть меньше скорости движения Земли по орбите вокруг Солнца, а для
полета во внешние области — больше этой скорости (рис. 2.26). Поэтому
Для полета к планетам скорость КА должна превышать параболическую. Это
превышение тем больше, чем к более далеким планетам должен лететь КА.
Для Солнца параболическая скорость на расстоянии орбиты Земли
равна 42 км/с. Это означает, что, имея'такую скорость, КА покинет
Солнечную систему.
Разница этой скорости (42 км/с) и орбитальной скорости Земли
(29,8 км/с) составляет 12,2 км/с. Следовательно, для того, чтобы КА достиг
всех внешних планет и даже сферы действия Солнца, КА должен иметь
относительно Земли скорость 12,2 км/с.
Для формирования такой скорости (12Д км/с) КА около Земли должен
Дрп Ускорение свободного
падения
возмущающего тела
"Большая полуось
исходной орбиты
О
Большая полуось
возмущенной орбиты
Возмущающее тело
Рис. 2.25. Схема возмущающего влияния небесного тела на геометрию орбиты
"ч' ' К.
-Юпитер
?ис^.26. Схема перелетов к Солнцу и ЮпиТе^у"
трич^Го^ Т^Гп^ГнГ0 36МЛИ: Гю - СК0Р0СТЬ КА "а ге~-
к Со„„цу; дГю _ до^олГеГГсГрГсг ^^"„Г" " **"* П™
полета к Юпитеру; дг _ лопот,™™™, пеРехода на эллиптическую орбиту
орбиту; ?3 _ JJU о-рбиГьГо^е^яТм™ "" "^ " ^«ку^
Создание и эксплуатация космического комплекса
97
иметь скорость 165 км/с. С учетом потерь на тяготение и сопротивление
атмосферы при выведении это соответствует требуемой характеристической
скорости разгонных средств порядка 17,6 км/с.
Скорости КА в сфере действия Земли, меньшие чем 12,2 км/с, снизят
возможности по досягаемости внешних планет. Так, при скорости 8$ км/с
на границе сферы действия Земли КА достигнет Юпитера, при скорости
10,2 км/с — Сатурна, при 113 км/с — Урана, при 11,6 км/с — Нептуна и
11,8 км/с — Плутона.
Труднее дело обстоит с достижением внутренних областей орбиты
Земли. Здесь для падения на Солнце необходима скорость на орбите Земли,
близкая к нулевой. Это означает, что скорость КА на границе сферы
действия Земли в направлении, противоположном скорости движения Земли по
орбите, должна быть близка к 29,8 км/с.
Дополнительные скорости, меньшие чем 29,8 км/с, сокращают пределы
досягаемости внутреннего пространства Солнечной системы. Так, скорость
2,5 км/с на границе сферы действия Земли позволяет достигнуть орбиты
планеты Венера, скорость 7,5 км/с — орбиты Меркурия.
При скорости 20,5 км/с КА может пройти на расстоянии десяти
солнечных радиусов \QRC от центра Солнца, при скорости 23 км/с — 5ЛС, при
25 км/с — 3RC, при 26 км/с — 2RC. При скорости 27 км/с перигелий орбиты
КА будет находиться на фотосфере Солнца.
Требуемая характеристическая скорость для разгона КА до таких
скоростей на границы сферы действия Земли с учетом потерь на притяжение и
сопротивление атмосферы составит около 30 км/с.
Современные ракеты-носители совместно с разгонными блоками
способны разогнать КА до скоростей порядка 15 км/с. Поэтому существенно
приблизиться к Солнцу при использовании прямых траекторий полета в
ближайшее время невозможно.
Однако задача полета к Солнцу может быть решена при использовании
современных ракет-носителей за счет использования пертурбационного
маневра. Суть этого маневра заключается в использовании гравитационного
поля других планет для изменения величины и направления скорости КА.
Рассмотрим сначала такую гипотетическую схему (рис. 2.27). КА
приближается к сфере действия неподвижной планеты. После прохождения
около планеты КА выходит из сферы ее действия с такой же скоростью.
Направление же скорости изменяется. Это изменение тем сильнее, чем больше
масса планеты, ближе к ее центру проходит траектория КА и меньше скорость
КА на входе в сферу притяжения планеты. В пределе направление скорости
относительно планеты на границе сферы ее действия может измениться на
обратное после пролета около этой планеты.
Далее планета движется по орбите, КА ее догоняет. Такая ситуация
имеет место при пертурбационном маневре у внутренних планет. В зависимости
°т величины отклонения направления вектора относительной скорости от
Косм ическое м аш иностроение
98
Рис. 2.27. Схемы пертурбационных маневрон:
1 — гипотетический вариант неподвижной планеты; 2 — вход КА в заднюю
полуплоскость сферы действия планеты; 3 — вход КА в переднюю полуплоскость сферы
действия планеты; 4 — вход КА в боковую полуплоскость сферы действия планеты; К, —
скорость КА относительно Солнца при подходе к сфере действия планеты; U i —
скорость КА на границе сфер действия относительно планеты при подходе к ней; I/, -
относительная скорость КА при выходе из сферы действия планеты; К2 - скорость КА
относительно Солнца при выходе из сферы действия планеты; Кп - скорость движения
планеты
центра планеты и значения этой скорости КА будет двигаться по различным
траекториям. На выходе из сферы действия вектор относительной скорости
КА, суммируясь с вектором скорости планеты, сформирует скорость
аппарата относительно Солнца. Величина и направление суммарного вектора в этом
случае зависит от значения относительной скорости и угла, который вектор
этой скорости составляет с вектором скорости планеты.
Как и в предыдущей модели, относительная скорость КА при выходе
из сферы действия планеты равна относительной скорости при входе в нее.
Поэтому при фиксированном значении этой скорости изменение суммарной
скорости КА после пролета у планеты определяется изменением ориентации
Создание и эксплуатация космического комплекса 99
относительной скорости на выходе по сравнению с ее ориентацией на входе.
При полетах к внешним планетам по хомановским орбитам
относительные скорости КА и планеты невелики и направлены противоположно.
Поэтому пертурбационный маневр увеличивает скорость КА относительно
Солнца и несколько изменяет ее направление.
Так, для Юпитера орбитальная скорость равна 13 км/с, относительная
скорость КА — 5,6 км/с (рис. 2.28). Пертурбационный маневр может
увеличить скорость КА до 18 км/с и изменить ее направление на 20°. Это
благоприятно для полетов к более далеким внешним планетам — Сатурну, Урану,
Нептуну, Плутону, но неудобно для полетов к Солнцу.
Для того чтобы пертурбационный маневр у внешних планет уменьшил
скорость КА, необходимо организовать вход КА в сферу действия планеты
под значительным углом к вектору скорости планеты. Тогда КА, войдя в
переднюю часть сферы действия планеты, выйдет из нее с противоположной
стороны, что и обеспечит получение желаемой составляющей скорости,
уменьшающей скорость КА относительно Солнца и изменяющей ее
направление к Солнцу.
Так, при полете КА к Юпитеру по орбите, афелий которой располагается
Рис. 2.28. Схемы полета к Солицу через Юпитер:
1 ~ траектория КА при пертурбационном маневре; 2 - траектория движения К А
относительно Юпитера в течение пертурбационного маневра; 3 - орбита КА после маневра;
4 - расчетная орбита КА без учета пертурбационного маневра; 5 — сфера действия
Юпитера; Кю - скорость Юпитера; Kj^A - скорость КА; Vita ~ скорость КА
относительно Юпитера
Космическое машиностроение
100
за орбитой Сатурна, относительная скорость у сферы действия Юпитера равна
13,7 км/с, а угол ее с вектором скорости Юпитера равен 120°. После выхода
из сферы действия вектор относительной скорости КА составляет с
вектором скорости Юпитера угол — 30 и имеет противоположно направленную
этому вектору составляющую, равную 11,8 км/с. При этом угол между
векторами скоростей КА относительно Солнца до и после пертурбационного
маневра составляет 140 .
Дальнейшее увеличение высоты афелия орбиты перелета и
соответственно относительной скорости и угла между векторами скоростей Юпитера и
относительной скорости ведет к еще большему уменьшению скорости КА
относительно Солнца и к повороту ее вектора к Солнцу. При этом КА сможет
ближе подойти к нему вплоть до 2 ... 3 радиусов Солнца.
Использование поля тяготения Юпитера для пертурбационного маневра
существенно расширяет возможности приближения к Солнцу. Но при этом
возрастает продолжительность полетов на несколько лет, что удлиняет сроки
решения целевых задач и создает трудности, возникающие в результате
удлинения срока функционирования КА.
При полетах к Солнцу условия для пертурбационного маневра у
внутренних планет Венеры и Меркурия более благоприятные, чем у внешних.
Здесь КА догоняет планеты и входит в заднюю полуплоскость их сферы
действия. Если бы Венера или Меркурий обладали большой массой, то вектор
относительной скорости КА после прохождения у планет был бы развернут
в обратном направлении, что существенно бы уменьшило скорость КА
относительно Солнца. Но массы Венеры и Меркурия сравнительно малы.
Поэтому они не способны существенно изменить направление вектора
относительной скорости КА и обеспечить существенного приближения к Солнцу.
Так, при полете к Венере по хомановской орбите относительная скорость
КА будет 2,8 км/с. Изменение направления вектора этой скорости возможно
на 120 , что ведет к изменению скорости КА относительно Солнца на 5 км/с
и угла ее поворота на 5 .
При таком же полете мимо Меркурия скорость КА изменяется на
3,5 км/с, направление — на 2 .
2.3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОРБИТЫ
И УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ
Исходной информацией для определения орбиты спутника являются
расчетные значения элементов движения ракеты-носителя в момент выключения
двигателя и вероятностные характеристики их отклонения. Эти отклонения
определяют "трубку" в околоземном космическом пространстве, внутри
которой может проходить истинная орбита спутника. Центральная
траектория этой трубки соответствует расчетным значениям элементов движения
Создание и эксплуатация космического комплекса
101
спутника на момент выключения двигателя. Размер поперечного сечения
хрубки зависит от величин отклонений начальных элементов движения;
поперечное сечение тем больше, чем большую величину имеют эти отклонения.
Действительно, если бы все системы ракеты-носителя работали идеально
(без ошибок) и условия его движения на активном участке траектории
полностью совпадали с принятыми для расчета, то спутник был бы точно
выведен в расчетную точку космического пространства без отклонений в
направлении и величине скорости движения от расчетных. Но на практике
технические системы работают с погрешностями и условия движения
отличаются от расчетных. Каждая ракета-носитель обладает определенным
техническим совершенством, в том числе и в точности выведения спутника на
орбиту. Отклонения элементов траектории конца активного участка от пуска
к пуску отличаются друг от друга.
Точки выведения заполняют пространство вокруг расчетной точки по
определенному закону и также распределяются отклонения по скорости.
Вероятностные закономерности такого распределения координат и
скоростей, если они известны заранее, позволяют, с одной стороны, высказывать
предположения о наиболее возможных величинах отклонений (разбросов)
элементов конца активного участка траектории для конкретного носителя,
а с другой, по вероятностным характеристикам этих величин получить
вероятностные характеристики трубки траекторий движения спутника, т.е.
получить информацию о том, сколько траекторий (или какой их процент)
пройдет в трубке орбит с интересуемым диаметром сечения.
Вероятностные характеристики элементов траектории конца активного
участка могут быть получены априорно расчетным путем на основании
информации о вероятностных характеристиках точности работы отдельных
агрегатов ракеты-носителя, точности изготовления ее конструкции и
изменения внешних условий движения. Для этого на ЭВМ многократно
рассчитывается движение ракеты-носителя на активном участке интегрированием
Дифференциальных уравнений движения,определяется траектория движения
и элементы ее конца.
Каждый расчет проводится для ракеты-носителя с техническими
характеристиками, отличными от номинальных на небольшие величины. Эти
величины выбираются каждый раз случайно на основании вероятностных
характеристик параметров агрегатов носителя и внешних условий движения.
По существу имитируются запуски реальных ракет-носителей с их
погрешностями. После этого проводится обработка полученных конечных точек
активного участка и определяются вероятностные характеристики точности
выведения так же, как если бы вместо моделирования проводились реальные
запуски ракет-носителей.
Такое моделирование позволяет заранее рассчитать области возможных
положений спутника на орбите и заложить их на наземных измерительных
станциях. По полученным данным проводится ориентация (выставка) назем-
Космическое машиностроение
102
Создание и эксплуатация космического комплекса
103
Направление на
тонну весеннего
равноденствия
Рис. 2.29. Системы координат:
OXYZ — геоцентрическая абсолютная система координат; oxyz - геоцентрическая
подвижная система координат; if, К - широта и долгота точки старта ракеты-носителя
соответственно; u>t - угол поворота Земли за звездное время t; х^^^ - стартовая
система координат; x0y0z0 - орбитальная подвижная система координат; X0Y0Z0 -
орбитальная абсолютная система координат
ных антенных и оптических устройств, определяется время начала и конца
сеанса измерений спутника на орбите.
В зависимости от решаемых задач используются абсолютные и
относительные системы координат, начала которых располагаются в центрах Земли,
Солнца, в точках старта, в центрах масс КА (рис. 2.29). Абсолютные системы
координат удобны при рассмотрении движения объектов в невращающемся
пространстве. Дифференциальные уравнения движения при этом имеют
наиболее простой вид и зачастую позволяют при ряде упрощающих
предположений получить следующее решение:
a m=F,
где а — вектор ускорения объекта; m — масса; F — вектор действующих
на объект сил.
При построении осей таких систем используются удаленные небесные
объекты, перемещения которых по небосводу малы за время протекания
исследуемых процессов.
Наиболее удалены и имеют устойчивое излучение в широком диапазоне
спектра электромагнитного излучения квазары. Их перемещение по
небосводу практически отсутствует. Характерное радиоизлучение квазаров
делает их использование для построения осей систем координат реализуемым
с помощью радиотелескопов на основе интерферометрических методов.
Ближайшие звезды удобны для наблюдения с помощью оптических
телескопов, но они имеют значительное перемещение по небосводу, достигаю-
шее нескольких угловых секунд за год. Тем не менее, это не является
препятствием для использования этих звезд в качестве ориентиров для
построения координатных систем космических аппаратов, ибо скорость поворота
осей при этом весьма мала и не вносит заметной ошибки в результаты
исследований.
При рассмотрении движения объектов в межпланетном пространстве
начало абсолютной системы координат может размещаться в центре Солнца
и система называется гелиоцентрической. Одна из осей направляется
перпендикулярно плоскости эклиптики, другая — на точку весеннего
равноденствия, третья дополняет систему до правой. Построение такой системы
проводится на основе астрономических наблюдений.
При рассмотрении движения в околоземном пространстве начало
координат размещается в центре Земли и система называется геоцентрической.
Одна из осей направляется по оси вращения Земли в сторону северного
полюса, другая — на Гринвичский меридиан, третья дополняет систему до
правой. Построение такой системы также проводится на основе
астрономических наблюдений.
Относительные системы координат удобны при рассмотрении движения
относительно вращающихся с равномерной угловой скоростью объектов
или направлений (см. рис. 2.29). Таким объектом может быть, например,
Земля, направлением — местная вертикаль КА. Начало системы координат
может быть размещено в центре Земли. В этом случае она называется
подвижной геоцентрической. Одна из осей такой системы координат строится по
оси вращения Земли, две другие в плоскости экватора.
Результаты решения уравнений движения спутника в такой системе
координат получаются в удобном для использования виде и дают
представление о характере его движения относительно поверхности Земли. Однако
сами уравнения движения несколько усложнены членами, учитывающими
вращение систем координат вместе с Землей, называемыми ускорениями
Кориолиса, и поэтому требуют численных методов решения:
am = F + так,
где ак = 2[ со V_] — вектор ускорения Кориолиса; со— вектор угловой
скорости Земли; V — вектор скорости объекта.
Начало систем координат может размещаться в точке старта ракеты-
носителя. При этом одна из осей направляется по вертикали, две другие —
в плоскости полета и местного горизонта. Удобство такой стартовой системы
заключается в том, что получаемые элементы траектории ракеты-носителя
Космическое машиностроение 104
отражают его движение относительно местного горизонта в точке старта и
отклонения от плоскости полета. Вместе с тем, в этой системе координат
усложнена запись движения ускорениями Кориолиса и потому требует
численных методов решения.
Построение самой стартовой системы координат несложно. Требуется
линия отвеса и оптические геодезические инструменты для отсчета азимута
плоскости полета относительно наземных ориентиров и выставки бокового
направления относительно плоскости полета. Вместе с тем,в процессе
движения ракеты-носителя отсчет углов тангажа проводится относительно осей
абсолютной системы координат, формируемой гироскопами. Поэтому
получается сложное движение ракеты-носителя особенно в боковом направлении
относительно стартовой системы, даже при отсутствии возмущающих
факторов за счет ускорений Кориолиса.
Начало координат относительной системы координат может
располагаться в центре масс космического корабля (см. рис. 2.29). При его
ориентации относительно местной вертикали или радиуса-вектора центр Земли — КА
оси системы координат располагаются вдоль этого направлениям
плоскости полета и перпендикулярно к ней. Тогда при исследовании динамики
движения относительно центра масс будут получаться непосредственно искомые
углы отклонения КА от опорных направлений.
Удобно использование орбитальной подвижной системы координат при
рассмотрении взаимного движения двух КА в случае, когда параметры их
относительного движения и прежде всего угол ориентации линии
визирования КА — КА измеряются относительно плоскостей и линий такой системы.
Для построения орбитальной системы координат необходимы
устройства формирования вертикали, направления и плоскости движения. Это может
быть реализовано с помощью инфракрасной вертикали, гироскопических
систем и оптических устройств наблюдения направления движения
подспутниковой поверхности Земли или датчиков интенсивности набегающего
потока плазмы.
Возможна неподвижная ориентация осей (см. рис. 2.29). В этом случае
система координат называется орбитальной абсолютной. Начало
размещается в центре масс объекта, оси направляются на характерные по спектру и
яркости неподвижные небесные объекты. Строятся такие системы с
помощью бортовых оптических устройств. Используются при исследовани
движения объектов относительно их центра масс, при проведении коррекци
траекторий и рассмотрении сближения космических объектов, когда управ
ляющая функция сближения формируется на основе величин, характеризую
щих относительное движение объектов в абсолютной системе координат'
Аппаратура наземных станций слежения измеряет параметры относи
тельного движения спутника в нескольких десятках или сотнях точек тра
ектории через равномерные интервалы времени. Участок траектории, на
котором проводятся измерения, называется мерным участком-. Могут изме
г
Создание и эксплуатация космического комплекса 105
пяться самые разнообразные величины: дальность, скорость изменения этой
дальности, углы ориентации линии визирования наземная станция —
спутник, скорость изменения этих углов. Возможно одновременное измерение
сразу нескольких величин.
Конечной целью измерений является определение орбиты спутника,
точнее, истинной траектории его движения, отличающейся от эллиптической
вследствие действия различных возмущающих факторов, таких как
нецентральность поля тяготения, аномалии силы тяжести, сопротивление
атмосферы- Поэтому, строго говоря, для спутника могут быть названы элементы
эллиптической орбиты только в какой-либо один момент времени. В другой
момент они уже будут другими, так как на спутник будут действовать
возмущения, и орбита трансформируется.
В проектных исследованиях и при оценочных расчетах удобно иметь дело
с эллиптической или с круговой орбитой. В этом случае несколько ее
параметров дают возможность определить положение спутника в пространстве в
любой момент времени.
При тщательных исследованиях (динамическая модель атмосферы, поле
тяготения) вводится в рассмотрение истинная траектория движения. Она
характеризуется для каждого момента времени шестью элементами: тремя
координатами и тремя составляющими скорости. С наземной станции могут
быть определены все параметры движения спутника в точках орбиты.
Измеряются сразу шесть различных величин, например дальность до спутника,
скорость ее изменения, углы ориентации направления станция — спутник и
скорости изменения этих углов. С помощью этих величин, используя
геометрические соотношения и соотношения динамики полета, можно получить
компоненты искомых векторов (рис. 2.30).
Целесообразно свести все эти векторы к одному. Дело в том, что
измерения, проводимые со станции, имеют погрешности. Они вызываются
различными причинами: неточностями изготовления отдельных приборов,
ошибками калибровки. Поэтому элементы каждого вектора будут определены
неточно. Если эти отклонения случайные и измерений проведено много, то
можно так их статистически обработать, что их влияние заметно
уменьшится. При этом, чем больше измерений, тем более точно может быть выявлено
истинное значение измеряемой величины. Результаты всех измерений можно
свести к одному моменту времени, что дает возможность получить
представление об уточненных значениях параметров движения спутника.
Сведение результатов измерений на всем мерном участке в одну точку
может быть проведено, если принять (в зависимости от требуемой точности
расчетов) одну из гипотез о действовавших на спутник на мерном участке
траектории внешних силах: тяготения Земли и сопротивления среды
(атмосферы, магнитного поля). Например, поле тяготения центральное,
сопротивление атмосферы равно нулю; или поле тяготения нецентральное и
соответствует эллипсоиду вращения, плотность атмосферы следует заданному
Космическое машиностроение 1
Вектор движения спутника
относительно пункта с учетом
погрешностей измерения
Мерный участок
траектории
Прогнозируемая -
траектория
движения
Рис. 2.30. Схема определения траектории при многократном измерения шести
параметров D,D, a, ft a, fS относительного движения спутника и пункта с учетом погрешностей
Д£>, ДО, До, Aft Да, Д0:
Кр - расчетный вектор движения спутника; ДК — ошибка определения вектора
движения спутника; V — действительный вектор движения спутника
закону изменения по высоте. Тогда для каждого из определенных по
измерениям векторов движения спутника можно вычислить компоненты вектора
движения, соответствующие другому моменту времени. Этот вектор
находится путем решения дифференциальных уравнений движения, а в простых
случаях (эллиптическое и круговое движение) по аналитическим
соотношениям.
Полученный вектор будет определять начальные условия движения по
наиболее вероятной траектории спутника. Если к тому же вычислить и
вероятностные характеристики элементов вектора, а также их вероятностные
связи между собой (корреляционную матрицу) по вероятностным
характеристикам измерений и начальных элементов движения в момент выведения
на орбиту, то можно определить и параметры траектории спутника,
соответствующие этому вектору.
В тех же случаях, когда производится измерение одной или нескольких
величин, характеризующих относительное движение спутника и наземной
станции, а не всех шести, положение несколько осложняется. Вообще говоря,
для определения всех шести компонентов вектора движения в одной точке
достаточно измерить шесть любых величин в разных точках (рис. 2.31).
По существу задача сводится к отысканию такого начального вектора,
при котором спутник в расчетных условиях двигался бы по траектории так,
Г
Создание и эксплуатация космического комплекса 107
рис. 231. Схема определения
траектории при многократном
изменении дальности D
чтобы в моменты измерений
определяемые измерительной
станцией характеристики
относительного положения не
отличались от полученных рас-
" четным путем. Здесь также
проводится сведение
измерений в одну точку.
Увеличение числа
измерений больше шести позволяет
путем статистической
обработки уменьшить влияние
случайных ошибок.
Определенные таким образом элементы движения спутника для одной
точки позволяют рассчитать траекторию движения спутника до и после этой
точки. Трубка траекторий будет сужаться у самой точки и расширяться при
удалении от нее (рис. 2.32). Если же измерения проводились при каждом
прохождении спутаика в зоне действия наземной станции, то тогда таких
точек сужения будет много.
Чтобы сократить размеры трубки траекторий спутника, используют
несколько измерительных станций. Это увеличивает число точек сужения,
сокращает интервал между ними, существенно ограничивает увеличение диаметра
поперечного сечения трубки траекторий (рис. 2.33). Таким образом, орбита
как бы "насаживается" на большее число точек и становится более
"жесткой". Кроме того, при использовании нескольких следящих станций
появляется возможность уменьшить влияние систематических погрешностей
измерительных средств, т.е. погрешностей в определении параметров
относительного движения спутника, мало меняющихся в ходе сеанса измерения,
таких как смещение нуля отсчета измеряемых величин, неточности
координатной привязки самой следящей станции.
Измерительная информация наземных станций передается по каналам
связи в вычислительный центр. Здесь на ЭВМ она обрабатывается и в
результате определяются элементы траектории движения спутника. Здесь же
вычисляется предполагаемое его движение в будущем, т.е. осуществляется
прогнозирование движения. Исходной информацией служат начальные элементы
Движения спутника, полученные в результате комплекса измерений на
какой-либо момент движения, и данные о поле тяготения и сопротивления
атмосферы.
Приближенное прогнозирование может быть выполнено по формулам
эллиптического и кругового движения или же по построенным на их основе
Измеряемые дальности
до спутника
Мерный участок
траектории
Прогнозируемая
траектория
Космическое машиностроение
1
.Границы
траенторий
трубки
Рис. 2.32. Трубка
траекторий спутника при
использовании одного
измерительного пункта
номограммам и
графикам. Более точные
данные о движении
спутника на ближайшее время
получают решением
дифференциальных
уравнений движения. Расчетная
информация передается
специальным наземным
средствам, обеспечиваю-
щим работу комплекса.
Так, данные прогноза движения спутника (его эфемериды) являются
основой для составления той части программы работы наземных станций связи
системы "Орбита", которая определяет время начала и конца их работы и
изменение углового положения приемной антенны по времени.
Прогнозируемая орбита используется и для составления программы
работы спутника, главным образом, программы работы его специальной
аппаратуры. При этом определяющим фактором является характер
решаемой задачи. Так, если это спутник для ретрансляции программ телевидения,
то режим его работы определяется интервалами передачи программы; если
р^°р^ это навигационный спутник,
то во время пролета над
океаном режим его работы
является непрерывным или
определяется запросами с кораблей.
Программа на спутник
закладывается по радиоканалам.
Она запоминается на объекте
и служит источником команд
для всех его агрегатов на
несколько суток.
Мер«
ы*Г
Рис. 2.33. Трубка траекторий
спутника при двух измерительных
пунктах
Создание и эксплуатация космического комплекса 109
Важную информацию получают с помощью телеметрических датчиков.
Они размещены на спутнике и измеряют такие его характеристики, которые
позволяют составить полное представление о степени работоспособности
всех основных агрегатов. Это позволяет вести дистанционное управление
работой спутника, вносить коррективы в необходимых случаях.
Взаимодействие спутника с наземными средствами связано с передачей
больших объемов информации как по линии Земля — спутник — Земля,так
и между наземными станциями и центром обработки информации и
управления движением. Этого можно избежать, если измерительные и
вычислительные операции, связанные с определением орбиты и с управлением
движением, проводить на борту самого спутника. В данном случае спутник
должен быть оборудован автономными измерительными устройствами и
вычислительными машинами.
Эти устройства должны быть легкими, чтобы не утяжелять существенно
КА и тем самым не затруднять его выведение на орбиту; они должны быть
надежными и сравнительно недорогими, чтобы при довольно большом
количестве космических объектов стоимость такой системы управления в
целом не превысила стоимости аналогичной наземной системы.
Существенное влияние на степень совершенства системы определения
орбиты оказывает рациональное распределение функций между наземными
и бортовыми устройствами. Так, можно измерять бортовыми средствами
только часть параметров, для определения которых используется
компактная аппаратура; другую же часть измерительной и вычислительной работы
передать наземным станциям, откуда полученные результаты отправляются
по радиоканалам на борт спутника для обработки. Возможна такая схема:
излучающие радиосигналы устройства, требующие сравнительно больших
энергетических мощностей, размещаются на Земле, на борту же
сосредотачивается приемная, измерительная и вычислительная аппаратура.
Так, сравнительно несложно разместить на спутнике оптическую
аппаратуру для измерения угла, под которым со спутника виден диск Земли.
По значению этого угла можно с помощью геометрических соотношений
вычислить высоту орбиты в момент измерения. Подобные измерения,
проведенные по всей орбите, дают возможность определить форму орбиты.
Для определения угловой ориентации орбиты может быть, например,
использована оптическая аппаратура, измеряющая угловую ориентацию
направления спутник — центр Земли относительно осей какой-либо системы
координат. Эта система координат может быть построена на борту, например,
с помощью оптической системы, следящей за тремя различными звездами.
Положение опорных звезд на небосводе известно из астрономических
расчетов, поэтому получаемые по времени данные об угловой ориентации
направления на центр Земли позволяют (по геометрическим соотношениям)
определить угловую ориентацию плоскости орбиты.
3
Космическое
производство
материалов
Важной частью космической индустрии является производство материалов
в космических условиях. Научно-технический прогресс народного хозяйства
страны во многом определяется качеством используемых материалов.
Отсутствие необходимых материалов во многих случаях является
сдерживающим фактором развития техники и технологии.
За последние десятилетия появилось множество новых сплавов металлов,
нашли широкое применение разнообразные полимерные и композитные
материалы, углеродные материалы. Появились практически новые
направления в промышленности, такие например, как получение полупроводниковых
материалов, получение биологически активных лекарственных препаратов.
Освоение космоса приводит к логическому шагу — исследованию
возможностей использования условий космического пространства для получения
новых или улучшенных материалов.
Отличительной особенностью условий на космических аппаратах является
практическая невесомость.
3.1. ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ
В большинстве случаев получение материалов связано с образованием
жидкой или газообразных фаз с последующим затвердением или
кристаллизацией. Качество получаемых при этом материалов в сильной степени
зависит от процессов, протекающих в расплаве, на свободной поверхности
расплава, в зоне затвердевания и при контакте со стенками контейнеров или
тиглей, в которых осуществляется получение материалов. К числу таких
процессов относятся: конвективные движения, тепло- и массообмен,
химические и механические взаимодействия с другими средами, напряжения,
возникающие за счет сил поверхностного натяжения.
На Земле в условиях действия силы тяжести в расплаве и в газовой фазе
из-за перепадов температуры и концентрации, сопровождающих процессы
получения материалов, возникает естественная гравитационная конвекция,
которая может приводить к образованию вихрей, пульсаций температуры и
концентрации, переменных условий у границы затвердевания. Как следствие,
в кристалле или в слитке возникают термические напряжения,
неоднородности и структурные дефекты. Серьезной проблемой при производстве
материалов является также исключение загрязнений, поступающих с
поверхности тиглей.
Возникают трудности с получением сплавов из материалов с разной
плотностью, в которых под действием силы тяжести часто возникает
расслоение. Дпя борьбы с неблагоприятным влиянием силы тяжести на
поведение расплава и процессы кристаллизации приходится разрабатывать
специальные методы, существенно усложняющие технологию и ухудшающие
качество получаемого вещества.
Космические аппараты, выведенные на орбиту, представляют качественно
новые возможности для получения материалов с улучшенными свойствами
и новых материалов. В условиях микроускорений (невесомости) на КА
процессы гидродинамики и тепломассообмена в газе и жидкости протекают
иначе, чем на Земле.
В невесомости можно избавиться от ряда технологических проблем и за
счет этого добиться улучшения качества материалов, а иногда и получить
Космическое машиностроение 11
новые материалы, которые нельзя или очень трудно получить на Земле. В не
весомости или при микроускорениях существенно подавляются гравитацион
ные движения, связанные с перепадами температуры и концентрации. Исклю
чение конвекции в расплаве ведет к стабилизации температурного поля
уменьшению макро- и микросегрегации, возрастанию устойчивости плоско
го фронта кристаллизации.
Из-за уменьшения подъемных сил Архимеда не происходит расслаивание
жидкостей разной плотности. Давление внутри жидкого объема становится
постоянным, его величина, как и форма объема, определяются
поверхностными силами и конфигурацией поверхностей, соприкасающихся с
жидкостью. В необходимых случаях может быть осуществлена полностью
бесконтейнерная плавка, что обеспечивает чистоту материалов и лучшую
структуру кристаллов за счет исключения влияния стенок контейнеров.
Много факторные процессы в невесомости управляются молекулярной
диффузией и теплопроводностью и условиями химического и
термодинамического равновесия. Отсутствие влияния конвективных движений облегчает
задачу создания математических имитационных моделей для описания
весьма сложных физико-химических явлений, сопровождающих эти
технологические процессы. В условиях невесомости проявился ряд
эффектов,которые получили частичное объяснение благодаря теоретическим
исследованиям и экспериментам на специальных установках. К ним относятся:
образование при кристаллизации в ампулах зон несмачивания с отсутствием
контакта образцов со стенками ампул, кристаллизация элементов с
повышенными скоростями, кристаллизация в сильно переохлажденных расплавах,
разделение компонентов смеси из-за действия сил поверхностного
натяжения, немонотонное изменение отдельных характеристик при уменьшении
значения ускорений. Исследовано влияние термокапиллярной конвекции,
рассмотрено большое количество методов управления процессом
кристаллизации. Проведенные исследования явились основой для создания и
развития нового направления в науке — физики невесомости, области, в которой
проводится большое количество теоретических и экспериментальных
исследований. Разработаны модели и созданы пакеты прикладных программ
расчета гидродинамики и тепломассообмена в жидкостях и газах при
микроускорениях с учетом капиллярных сил, стабильности и других факторов.
Полученные модели находят использование при разработке технологии
получения материалов.
На пилотируемых станциях и высотных ракетах в свободном полете
проведено большое количество экспериментов по получению материалов в
космосе. Создана серия специальных установок с целью изучения различных
технологических методов для получения материалов различного типа. С
помощью электронагревательных ампульных установок "Сплав", "Кристалл",
"Магма", "Корунд" на пилотируемых ОС "Салют" и установки с
экзотермическим подогревом "Скат" на высотных ракетах в СССР, а также на высот-
Космическое производство материалов 113
ных ракетах по европейской программе "Тексас", на пилотируемой ОС
"Скайлэб" и на МТКК "Спейс-Шаттл" в США, получены уникальные
данные о протекании технологических процессов в невесомости. Проведены
исследования физических процессов в невесомости на специальных
физических установках. Анализ экспериментов подтвердил возможность
получения в невесомости материалов с лучшими электрофизическими,
оптическими и другими полезными свойствами и выявил пути развития
космического производства.
Наиболее перспективным для космической технологии представляется
получение полупроводниковых материалов для электронных устройств, в
первую очередь, бесконтейнерными методами, газовой и жидкостной эпи-
таксией. Организация полупромышленных установок для производства
полупроводниковых материалов требует создания узкоспециализированных
технологических установок на посещаемых автоматических аппаратах,
обеспечивающих микроускорения меньше 1СГ5 ... 10~6 g0- Такие космические
технологические модули должны периодически посещаться операторами-
космонавтами с целью обслуживания, что наиболее просто сделать, если
орбиты модулей и станций будут совпадать.
Космическая биотехнология привлекает все большее внимание, и,
вполне возможно, получение биоматериалов в космосе станет выгодным ранее,
чем получение металлов. Это относится как к получению биологически
активных лекарственных средств, так и к проведению исследований смесей
белковых тел различных организмов. Исследования в области космической
металлургии, получения композитных материалов, стекол не дали пока
оснований для рекомендации производства конкретных металлических сплавов,
композитов или стекол для производства в космосе в тех случаях, когда к
этим материалам предъявляются особо высокие требования по чистоте и
совершенству структуры. Тем не менее эти исследования показали, что в
ряде случаев удается получить материалы с новыми полезными свойствами.
Индустриализация космоса является логическим шагом в развитии
космонавтики, требующим значительного расширения космической
деятельности, превращения пилотируемых станций в центры космического
производства, снабженных мощными энергетическими установками и
связанных челночными системами с Землей и автоматическими модулями —
фабриками. Для решения этой задачи необходимо существенное
расширение работ по космической технологии, большая ориентация специалистов по
производству материалов на использование космических условий,
дополнительное вложение средств в создание необходимого оборудования. Сущест-
вУЮщие в настоящее время данные дают основание утверждать, что такие
затраты будут рентабельными и будут способствовать научно-техническому
прогрессу.
Рассмотрим более подробно факторы, влияющие на проведение
технологических процессов получения материалов, существующие на космических
агШаратах.
I
Космическое машиностроение
32. КОСМИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ
НЕВЕСОМОСТЬ
1
Законы теоретической механики дают возможность установить, при
каких условиях реализуется состояние невесомости. Если тело находится на
поверхности Земли, то в соответствии с законом всемирного тяготения оно
притягивается к Земле. Сила, с которой тело давит на опору, есть его вес. Он
равен произведению массы тп на ускорение свободного падения: Р = mg0.
(Стандартное значение^ =9,81 м/с2).
Если убрать опору, то вес "исчезнет" и тело будет свободно падать к|
центру притяжения с ускорением dV/dr, равным ускорению свободного
падения #■ на расстоянии Я от поверхности Земли
dV/dr = g,
где V — вектор скорости; т — время.
Если тело мало по сравнению с расстоянием до центра масс Земли, то
можно считать, что во всех точках тела при этом существует невесомость.1
Таким образом, невесомость - это состояние тела, при котором все частицы!
тела, а также соприкасающиеся с его поверхностью другие тела движутся!
в поле тяготения с одинаковым ускорением, равным ускорению свободного)
падения.
Состояние невесомости имеет место на КА, так как при полете ИСЗ col
-*■ г
скоростью V по круговым и эллиптическим орбитам на большой высоте]
всегда выполняется с большой точностью условие
dV
dr
= S ■
В условиях невесомости исчезает вес, но сохраняются все другие силь
воздействия между телами и внутри их. Это могут быть силы, возникающие!
при механическом взаимодействии тел, движущихся относительно КА; силы,|
возникающие за счет разности температур в телах; силы упругости.
Сохраняются все виды молекулярного взаимодействия. При этом мно-1
гие эффекты, которыми в условиях действия силы тяжести можно пренеб-|
речь, могут приобрести решающее значение. Так, например, для технологичес-1
ких процессов получения материалов в условиях невесомости наиболее!
важными становятся силы поверхностного натяжения, оказывающие боль-Г
шое влияние на форму жидкого объема, разделение фаз и вызывающие!
термокапиллярные конвективные движения за счет зависимости сил поверх-Г
ностного натяжения от температуры. Полная невесомость является некото-1
рой абстракцией в виду того, что на КА действуют внешние возмущающие!
силы и внутри аппарата могут возникать внутренние возмущения, толчки и|
вибрации.
Космическое производство материалов
115
МИКРОУСКОРЕНИЯ НА КА
Среди важнейших сил, создающих микроускорения на КА,
существенную роль играет аэродинамическое сопротивление. КА для производства
материалов, используемых затем на Земле, будут очевидно располагаться на
орбитах в окрестности Земли, где на них могут воздействовать молекулы
атмосферы. Ниже показаны ориентировочные значения плотности газа р в
зависимости от высоты Н.
О 100 200 300 300 400
U 5-Ю-' 3 10"10 3-НГ10 2-Ю-11 3-Ю"17
Эти значения могут меняться от времени суток, солнечной активности,
широты, сезона и других факторов.
Выражение для силы, действующей на КА, обычно представляют в виде
PV2
FKA = сх ~y~ S.
Здесь сх - коэффициент сопротивления, являющийся сложной функцией
формы тела, его расположения по отношению к вектору скорости и
материалов, из которых изготовлены его элементы; р — плотность потока; S —
площадь миделевого тела; V — скорость полета.
Значение сх КА определяется экспериментальным путем. Выбор
оптимальной высоты орбиты зависит от возможностей средств выведения и
стоимости выведения на орбиту разных высот 1 кг массы.
При существующем уровне техники наиболее целесообразным оказалось
использование круговых орбит высотой 350 ... 450 км. Возникающие на этих
высотах ускорения за ечет атмосферного торможения а = (10~ ... 10" )g0
достаточно малы.
Оценки показывают, что дополнительные ускорения, возникающие в
точках, удаленных от центра масс КА, имеют порядок Да = (10" ... 10" ).
Внешние силы, такие как давление света и удары микрометеоритов,
очень малы и ими можно пренебречь. Более серьезное влияние оказывают
микроускорения, возникающие в разных точках конструкции при работе
служебных систем терморегулирования и жизнеобеспечения, поворотах
солнечных батарей и при всевозможных действиях космонавтов. Не изменяя
в среднем параметров движения центра масс, они создают в отдельных
точках конструкции вибрации и микроускорения, переменные по величине и
направлению.
Прямые, высокоточные измерения, проведенные на космическом
комплексе "Союз - Салют - Прогресс", подтвердили, что такие микроускорения
возникают по всем трем осям КА. В табл. 3.1 приведены результаты измере-
Космическое машиностроение
11
Таблица 3.1. Уровень низкочастотных ускорений
при различных режимах полета
Режим полета
Перегрузка alg0
Непилотируемый полет
"Прогресса"
Штатная работа экипажа
на "Салюте-6"
Работа системы
ориентации и стабилизации
Физические упражнения
экипажа
10"s ... 1<Г6
ю-4... ю-5
2 Х10-4
ю-4
ю-5 ...ю-6
10 "3 ... 10-!
2 Х10~4
ю-3 ...ю-4
ю-5 ...ю-6
ю-3... ю-5
5-Х Ю-4
ю-3 ...ю-2
ний амплитуды низкочастотных составляющих ускорений по трем осям. Ос
х направлена по направлению полета, ось у и z расположены в плоскости
перпендикулярной оси х. Частота вибраций в плоскости у — z равна пример
но 1,5 ... 2 Гц, а вдоль оси х ~ 1 Гц. При этом вектор микроускорений
плоскости у — z вращается вокруг оси х.
Из табл. 3.1 видно, что наименьшие значения микроперегрузок (10~5 .
\0~6)go получены на аппарате "Прогресс" в непилотируемом режиме по
лета. Отсюда следует, что для производства материалов в невесомости целе
сообразно использовать автоматические КА. Они, находясь на той же орбите
что и пилотируемая станция, могут периодически к ней пристыковыватьс
для необходимого обслуживания.
3.3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИЕ ПОВЕДЕНИЕ
ЖИДКОСТИ И ГАЗОВ В НЕВЕСОМОСТИ
Поведение жидкостей и газов во всех случаях описывается уравнения
механики и законами сохранения энергии. При получении материала в неве
сомости, в расплаве или в газовой фазе под действием микроускорений воз
никают очень медленные движения и в ряде случаев расплав можно считат
неподвижным. Тогда в уравнениях движения и энергии приобретают реша
щее значение члены, которыми в условиях заметного влияния силы тяжест
часто пренебрегают.
ГИДРОСТАТИКА
В поле массовых сил (например, силы тяготения) уравнение Эйлер
имеет вид
Космическое производство материалов
117
F= - gradp = 0, (3.1)
Р
где F— массовая сила; р - давление.
Закон Лапласа определяет зависимость перепада гидростатического
давления на поверхности раздела двух фаз (жидкость - жидкость, жидкость -
пар или газ) от межфазного поверхностного натяжения и средней кривизны
поверхности в рассматриваемой точке:
Pi-Рг - «К— + •— )• <32)
К i «2
Здесь pi и р2 - давления по обе стороны поверхности; R\ mR2 —
главные радиусы кривизны для жидкого объема; а - коэффициент
поверхностного натяжения.
Если вектор ускорения направлен вдоль оси г, то в несжимаемой
жидкости из уравнения (3.1) получаем
р = Ро + P8Z-
где ро — давление в точке z = 0.
Относительное изменение давления по глубине (вдоль оси г) равно
р - Ро PSZ PSo* g ,3,-.
Ро Ро Ро £о
При малых значениях g/g0 выполняется условие (р/ро)^ 1,т.е.
давление внутри объема жидкости практически постоянно. Давление, создаваемое
в объеме жидкости, определяется из уравнения (3.2):
р~р° ^(_1_+_^). (3.4)
Ро Ро Ri R
Сравнивая выражения (3.3) и (3.4), получаем безразмерный критерий
подобия — число Бонда:
Во = , (3-5)
а
где L — характерный линейный размер области.
Если число В0 < 1, то на объем действуют только поверхностные
капиллярные силы. Свободный объем несжимаемой изотермической жидкости
стремится принять форму шара с постоянным давлением
р = 2 а/Л.
В условиях полета КА микроускорение
а = £0и
Космическое машиностроение
111
и соответственно
pg0L2
Вп =
и.
а
(3.6)'
Оценки показывают, что для объемов жидкости размером порядка
0,1 м число Бонда находится в пределах 0,05 ... 0,001. Давление внутри таких^
объемов постоянно и определяется силами поверхностного натяжения и кон-!
фигурацией предметов, с которыми соприкасается объем жидкости.
СМАЧИВАНИЕ И КРАЕВОЙ УГОЛ
Если объем ограничен и жидкость соприкасается со стенками или другой
жидкостью, то кроме уравнения (3.2) необходимо учитывать условия взаи-|
модействия жидкости с поверхностями других тел. При контакте жидкостиГ
с поверхностью твердого тела или другой несмешивающейся жидкостьи
существенное значение имеют явления смачивания. Мерой смачивания явля|
ется краевой угол 9, величина которого определяется состоянием поверхнос!
тей и процессами в поверхностных слоях (рис. 3.1). Если в < 90°, то жил
кость смачивает поверхность, если в > 90°, то жидкость не смачивает по|
верхность.
Силы поверхностного натяжения а, действующие по касательной к по-*
верхности раздела, приводят к искривлению поверхности и к появлению
составляющих сил, направленных внутрь объема одной из контактирующих
сред, и соответственно к появлению капиллярного давления в жидкости в
соответствии с уравнением Лапласа. Для вогнутой поверхности Ар < 0, для
выпуклой Ар > 0.
Расплавы металлов имеют наибольшее значение поверхностного натяже
ния среди других жидкостей и большей частью являются несмачивающил
Капиллярные явления, вызванные поверхностным натяжением, оказываю^
большое влияние на взаимодействие расплава со стенками контейнера, обра
зование зародышей твердой фазы при кристаллизации и на поведение распла
вов не смешивающихся металлов.
Поверхностное натяжение уменьшается при повышении температуры,
также при воздействии поверхностно-активных сред.
Газ \ Жидиость
Жидкость "ж-г"*^^^ ^ ч0
Рис. 3.1. Различные
формы меииска:
а — смачивающая
жидкость; б - несмачиваю-
щая жидкость; в -
краевой угол; ож.г - сила
поверхностного
натяжения на границе
жидкость - газ
Космическое производство материалов 119
3.4. ГРАВИТАЦИОННАЯ КОНВЕКЦИЯ И ТЕПЛОМАССООБМЕН
В УСЛОВИЯХ МИКРОУСКОРЕНИЙ
Если в жидком или газовом объеме в поле массовых сил возникает
разность плотностей, то может возникнуть гравитационная или естественная
конвекция.
Гравитационная тепловая конвекция возникает при наличии перепадов
температуры.
Обозначим /} - коэффициент объемного температурного расширения
жидкости.
Интенсивность конвективных движений зависит от числа Рэлея
a0rL3p2 Дс„
Ra = GrPr = —Ц ,
р.2 к
где а - ускорение массовых сил; д - коэффициент вязкости; X
—теплопроводность; ср ~ теплоемкость; Рг - число Прандтля; L - характерный
линейный размер; р - плотность; Gr - число Грасгофа.
Естественная конвекция возникает при j3f > 0, если ускорение а и
градиент температуры направлены в одну сторону и нагретая менее плотная
жидкость стремится всплыть в соответствии с законом Архимеда. При этом
создается неустойчивое состояние: легкая жидкость находится под тяжелой
и при малейшем возмущении начинается конвективное движение.
Интенсивность такого движения снижается при уменьшении числа Рэлея.
При достижении критического значения числа Рэлея RaKp, равного примерно
1700, конвекция прекращается. Если ускорение и градиент температуры
направлены в противоположные стороны, то внизу находится тяжелая
жидкость и конвекция вообще не возникает.
Если угол между направлениями ускорения и градиента температуры
отличен от нуля и 180°, то равновесное состояние жидкости не может
существовать и конвекция возникает уже при Ra ~ 10. Возникающие конвективные
Движения при значениях числа Рэлея, характерных для космических
технологических устройств, даже при малых значениях микроускорений а = (Ю-3 ...
10~4)g0 влияют на распределение примесей в образцах и процессы
кристаллизации.
Аналогичным образом возникает концентрационная конвекция. Она
связана с перепадами плотности, возникающими в поле массовых сил из-за
перепадов концентрации веществ с различной плотностью в жидком или
газообразном объеме. Концентрационная конвекция зависит от коэффициента
1 dp
с р dc
где с — концентрация примеси.
Космическое машиностроение
11:
и соответственно
DgnL2
Во =
п.
а
(3.6)
Оценки показывают, что для объемов жидкости размером порядка!
0,1 м число Бонда находится в пределах 0,05 ... 0,001. Давление внутри таких!
объемов постоянно и определяется силами поверхностного натяжения и кон-|
фигурацией предметов, с которыми соприкасается объем жидкости.
СМАЧИВАНИЕ И КРАЕВОЙ УГОЛ
Если объем ограничен и жидкость соприкасается со стенками или другой!
жидкостью, то кроме уравнения (3.2) необходимо учитывать условия взаи-1
модеиствия жидкости с поверхностями других тел. При контакте жидкости ■
с поверхностью твердого тела или другой несмешивающеися жидкостью ■
существенное значение имеют явления смачивания. Мерой смачивания
является краевой угол в, величина которого определяется состоянием поверхнос^
тей и процессами в поверхностных слоях (рис. 3.1). Если в < 90°, то жиг
кость смачивает поверхность, если в > 90 , то жидкость не смачивает по4
верхность.
Силы поверхностного натяжения а, действующие по касательной к по-|
верхности раздела, приводят к искривлению поверхности и к появлении
составляющих сил, направленных внутрь объема одной из контактирующга
сред, и соответственно к появлению капиллярного давления в жидкости
соответствии с уравнением Лапласа. Для вогнутой поверхности Ар < 0, для
выпуклой Ар > 0.
Расплавы металлов имеют наибольшее значение поверхностного
натяжения среди других жидкостей и большей частью являются несмачивающими.
Капиллярные явления, вызванные поверхностным натяжением, оказывают
большое влияние на взаимодействие расплава со стенками контейнера,
образование зародышей твердой фазы при кристаллизации и на поведение
расплавов несмешивающихся металлов.
Поверхностное натяжение уменьшается при повышении температуры, а
также при воздействии поверхностно-активных сред.
Таердое тело
а
Газ \ Жидкость
Жидность аж—г^^-~^ 2С *\ б
Рнс. 3.1. Различные
формы мениска:
а — смачивающая
жидкость; б - несмачиваю-
щая жидкость; в -
краевой угол; ож.г - сила
поверхностного
натяжения на границе
жидкость - газ
i
Космическое производство материалов
119
3.4. ГРАВИТАЦИОННАЯ КОНВЕКЦИЯ И ТЕПЛОМАССООБМЕН
В УСЛОВИЯХ МИКРОУСКОРЕНИЙ
Если в жидком или газовом объеме в поле массовых сил возникает
разность плотностей, то может возникнуть гравитационная или естественная
конвекция.
Гравитационная тепловая конвекция возникает при наличии перепадов
температуры.
Обозначим /} — коэффициент объемного температурного расширения
жидкости.
Интенсивность конвективных движений зависит от числа Рэлея
Ra = GrPr = ~^- 2- ,
Д \
где а — ускорение массовых сил; д — коэффициент вязкости; X —
теплопроводность; ср — теплоемкость; Рг — число Прандтля; L — характерный
линейный размер; р — плотность; Gr — число Грасгофа.
Естественная конвекция возникает при (3 > 0, если ускорение а и
градиент температуры направлены в одну сторону и нагретая менее плотная
жидкость стремится всплыть в соответствии с законом Архимеда. При этом
создается неустойчивое состояние: легкая жидкость находится под тяжелой
и при малейшем возмущении начинается конвективное движение.
Интенсивность такого движения снижается при уменьшении числа Рэлея.
При достижении критического значения числа Рэлея RaKp, равного примерно
1700, конвекция прекращается. Если ускорение и градиент температуры
направлены в противоположные стороны, то внизу находится тяжелая
жидкость и конвекция вообще не возникает.
Если угол между направлениями ускорения и градиента температуры
отличен от нуля и 180°, то равновесное состояние жидкости не может
существовать и конвекция возникает уже при Ra ~ 10. Возникающие конвективные
движения при значениях числа Рэлея, характерных для космических
технологических устройств, даже при малых значениях микроускорений а = (10~3 ...
*0~4 )go влияют на распределение примесей в образцах и процессы
кристаллизации.
Аналогичным образом возникает концентрационная конвекция. Она
связана с перепадами плотности, возникающими в поле массовых сил из-за
перепадов концентрации веществ с различной плотностью в жидком или
газообразном объеме. Концентрационная конвекция зависит от коэффициента
р dc
где с — концентрация примеси.
Космическое машиностроение 12Q:
Интенсивность
KaD = GiDSc,
"Рс
концентрационной конвекции зависит от числа Рэлея
где GrD :
L3p2
А
Дс; Sc = nlpD — число Шмидта; D - коэффициент!
диффузии; Дс — разность концентраций.
По характеру проявления концентрационная конвекция схожа с тег
вой; движения, возникающие в обоих случаях, могут взаимодействовав
образуя сложную картину линий тока.
В условиях микроускорений, когда числа Gr и GrD существенно
уменьшаются, интенсивность гравитационных видов конвекции ослабевает.
Однако ввиду того, что числа Рг и Sc могут сильно различаться, возможны такие
ситуации, когда очень слабые движения оказывают заметное влияние на pac-j
пределение примесей.
Ослабление гравитационной конвекции приводит к повышению роли
термокапиллярной конвекции, не зависящей от микроускорения.
ТЕРМОКАПИЛЛЯРНАЯ КОНВЕКЦИЯ
Термокапиллярная конвекция, называемая также конвекцией Маранго?
ни, возникает за счет зависимости поверхностного натяжения от
температуры, благодаря чему при наличии перепада температуры на поверхности
возникает перепад сил поверхностного натяжения. В большинстве случаев
(Эа/ЭГ)< О,
поэтому силы поверхностного натяжения больше в холодной части
поверхности. В связи с этим пленка движется в холодную сторону. За счет трения в
жидкости в движение постепенно вовлекаются прилегающие к поверхности!
массы жидкости и по истечении некоторого времени возникает конвектив-
ное движение во всем объеме (рис. 3.2).
В условиях действия силы тяжести на Земле влиянием
термокапиллярной конвекции обычно пренебрегают. При уменьшении массовых сил роль!
Линии тона
Рис. 3.2. Конвектввное движение (Маратами) жидкости в случае (Ьо/dT) < О
Рис. 3.3. Термокапиллярная конвекция (конвекция Марагоии) ,Т,<Т,<Т значений
а минвмально при температуре Т3. '
Космическое производство материалов 121
конвекции Марангони возрастает, а при значениях микроускорений (10" ...
Ю-6)go конвекция Марангони становится преобладающей.
Если поверхностное натяжение увеличивается с температурой и
(За/ЭГ) > 0, то течение в пленке будет направлено к горячей части
поверхности.
Более сложными являются случаи, когда поверхностное натяжение
зависит от температуры немонотонно, например, при некоторой температуре
приобретает минимальное значение. В этом случае могут возникнуть два
вихревых течения (рис. 3.3). Во всех случаях вблизи свободной поверхности
наблюдается сгущение линий тока.
Таким образом, подавление гравитационной конвекции, которое может
быть достигнуто на КА, предназначенных для производства материалов, не
приводит к полному прекращению движений в жидком объеме.
Интенсивность термокапиллярной конвекции зависит от определяющего
критерия подобия, числа Марангони:
I да]
Ma = L ,
pva
где v = ju/p; a = Х/р; X - теплопроводность.
Числа Ма на КА и в земных условиях не отличаются, в то время как
число Ra уменьшается в 10"4 ... КГ6 раз.
При п = a/go ~ Ю-5 и размерах выращиваемых кристаллов германия и
кремния порядка 1 см число Ra находится в диапазоне 2 ... 10. В этом случае
гравитация очень сильно ослабевает и число Ма будет иметь значение (1 ...
2) • 104. На Земле число Во ~5 ... 10,а на КА снижается до Во ~10~4.
Для учета влияния перечисленных факторов на процессы, протекающие
в жидкой или газообразной фазе перед затвердеванием, потребовалось
проведение комплекса экспериментальных исследований и создание
имитационных математических моделей. В связи с этим возникло новое научное
направление — гидромеханика и теплообмен в невесомости. Получен целый ряд
рекомендаций для создания технических устройств и разработки технологии
производства материалов в космосе.
3.5. МЕТОДЫ ПОЛУЧЕНИЯ КРИСТАЛЛОВ
ТВЕРДЫХ МАТЕРИАЛОВ ИЗ ЖИДКОЙ
ИЛИ ГАЗОВОЙ ФАЗ
Кристаллизация представляет собой фазовый переход из расплава или
пара, находящихся в переохлажденном (пересыщенном) состоянии, в
кристаллическую фазу с меньшей свободной энергией. В процессе
кристаллизации выделяется скрытая теплота кристаллизации, которая в стационарных
5- 1391
Космическое машиностроение 122
условиях должна отводиться вовне. Начало кристаллизации связано с
образованием зародышей кристаллизации или введением в систему специального
затравочного кристаллика.
При выращивании кристаллов возникают дефекты в виде напряжений и
дислокаций, примесных неоднородностей, точечных дефектов структуры.
Часть из них непосредственно определяется конвективными движениями и
связанными с ними пульсациями температуры и концентрации, а также с
влиянием стенок контейнеров и тиглей.
В связи с этим использование космической технологии должно способст||
вовать повышению качества кристаллов. II
Космическому производству должен предшествовать синтез заготовки*!
из исходных материалов на Земле. Это может быть исходное соединение или
смесь компонентов в необходимой пропорции. В качестве заготовки при
выращивании в космосе монокристаллов могут применяться кристаллы с
введением необходимых легирующих примесей, выращенные на Земле.
Основными моментами различных методов космического производства
кристаллов являются следующие: перевод исходного материала в жидкое
или газообразное состояние в контейнере или без него; организация тепло-
физических, гидродинамических и химических процессов в расплаве или га|
зовой фазе; обеспечение кристаллизации и отвода теплоты.
Следует отметить, что многие методы и технологические процессы, раз
работанные для выращивания кристаллов, могут с небольшими изменениями!
использоваться для получения сплавов металлов, композитов, стекол.
Улучшение свойств материала при его переплавке или испарении и
конденсации, при использовании химических реакций связывается с
благоприятным влиянием невесомости на процессы в жидкой или газообразной фазах,
особенно вблизи границы раздела фаз. Поэтому можно ожидать, что методы^
разработанные в земных условиях, могут дать в невесомости лучшие
зультаты.
Метод направленной кристаллизации заключается в расплавлении загс
товки с последующим ее охлаждением в поле температуры, переменной по
длине (рис. 3.4). При перемещении образца в холодную сторону или при
эквидистантном снижении температурной кривой происходит направленное
перемещение фронта кристаллизации. Перемещение фронта кристаллизации
должно быть достаточно медленным для обеспечения отвода теплоты из
расплава в кристалл. Регулируемыми параметрами являются размеры
расплавленной зоны, поле температуры, переохлаждение расплава и скорость
перемещения фронта кристаллизации.
Расплав и выращиваемый кристалл при использовании метода направлен
ной кристаллизации в космосе находятся в запаяной ампуле и соприкасавдт!
ся с ее стенками. В качестве контейнеров обычно используются ампулы из^
достаточно тугоплавких материалов. Стенки ампул могут загрязнять
расплав и создавать дополнительные напряжения при затвердевании. Тем не ме-
{Сосмическое производство материалов
123
Рис. 3.4. Распределение температуры и
схема метода направленной
кристаллизации
Рис 3.5. Схема метода движущегося
растворителя
— Нагреватель
■*■*
Заготовка
Расплав
Нристалл
Направление движения звготовни Перемещение нагревателя
нее, из-за относительной простоты этот технологический метод получил
большое распространение и оказался удобным для экспериментов по получению
материалов в космосе.
Метод объемной кристаллизации заключается в медленном
программированном охлаждении расплавленного объема. При использовании метода в
объеме может образовываться несколько кристаллов. Он может
использоваться также при получении шариков и в некоторых других случаях.
Метод кристаллизации из раствора в расплаве основан на использовании
явления растворимости некоторых соединений в расплаве, имеющим
температуру ниже температуры плавления соединения. В этом случае заготовка
состоит последовательно из слоев исходного соединения, слоя растворителя и
затравочного кристалла.
В некоторых случаях вещество, являющееся растворителем, равномерно
размешивается в смеси. Вещество-растворитель при нагреве до температуры
более низкой, чем температура плавления соединения, постепенно растворяет
материал исходного соединения, который затем кристаллизуется на затравке
в холодной части ампулы. В космических условиях нашел применение метод
движущегося растворителя (рис. 3.5).
С целью исключения влияния стенок ампулы на расплав и образующийся
кристалл были разработаны методы, имеющие на Земле наибольшее
применение, при которых расплав и боковая поверхность кристалла формируются
без контакта со стенками контейнера. Сюда относится метод Чохральского
(рис. 3.6), при котором расплав вытягивается затравочным кристаллом из
тигля с расплавленным исходным веществом. За счет отвода теплоты в
кристалл происходит его рост. Форма вытянутого столба расплава на Земле
определяется соотношением между силами поверхностного натяжения и
весом. Этот метод имеет широкое применение и имеет ряд разновидностей,
связанных с физико-химическими особенностями вещества. В настоящее
время по этому методу выращиваются монокристаллы кремния диаметром
ДО 200 мм и длиной до 1,5 м.
Метод Степанова отличается от метода Чохральского тем, что расплав
располагается между кристаллом и формообразователем (рис. 3.7), что дает
Космическое машиностроение 12
Направление
движения
нристалл в
Кристалл
v
Направление
движения
Расплав-
Р-Тигель
-Кристалл
Рис. 3.6. Схема метода Чохральского
Рис 3.7. Схема метода Степанова
. Формообразователь
Расплав
-Тигель
возможность влиять на форму поперечного сечения выращиваемого криа
талла.
В методе плавающей зоны расплав помещается между растущим криа
таллом и твердым исходным материалом (рис. 3.8). При постепенном прот!
гивании всей системы через зону нагрева или перемещении зоны нагрева осч
ществляется рост монокристаллов. Форма и размер расплавленной зоны тай
же определяются соотношением между силой тяжести и силами поверхнос^
ного натяжения.
Важной особенностью этого метода является то, что при прохождени!
через расплавленную зону исходная заготовка очищается от остаточные
примесей. Поэтому иногда этот метод используют для предварительной
очистки заготовки на Земле после ее синтеза с последующим выращиванием
методом Чохральского.
Главной особенностью указанных методов является наличие свободной
расплавленной зоны, удерживаемой силами поверхностного натяжения.
Подавление гравитационной конвекции при малых значениях числа Ra
приводит в космосе к подавлению гравитационной конвекции, а
уменьшение числа Во — к улучшению условий удержания устойчивой жидкой зоны.
Однако остается проблема подавления термокапиллярной конвекции,
которая оказывает влияние при длительном процессе кристаллизации.
Нагреватель
Направление движения
Кристалл
Расплав
Ряс. 3.8. Схема кристаллизации методом плавающей зоны
Космическое производство материалов
Рис. 3.9. Распределение температуры и схема метода
кристаллизации из паровой фазы
Рис. 3.10. Схема получения эпитаксиальной пленки из
*■ X газовой среды
Движущаяся
газовая смесь
Эпитансиальная Холодная
пленка подложка
Другая группа методов связана с выращиванием кристаллов из паровой
фазы. При использовании этого метода кристалл вырастает без контакта со
стенками. За счет разности температур исходного материала и затравки
образуется разность парциальных давлений элементов. В результате возникает
массоперенос в сторону затравки и рост монокристалла (рис. 3.9) .
В других случаях используется метод химического газотранспортного
переноса, когда вещество вступает в химическую реакцию с промежуточным
носителем при высокой температуре в одной части контейнера и затем за
счет разложения кристаллизуется на затравку в более холодной части
контейнера. При этом промежуточный носитель не расходуется и снова вступает
в реакцию с основным веществом в горячей части контейнера.
В обоих случаях контролируемыми параметрами являются температуры
горячей и холодной части, общее и парциальное давления в системе, размеры
контейнера и продолжительность процессов.
При использовании методов выращивания кристаллов из газовой фазы в
космосе наиболее полно используются условия невесомости вследствие
подавления всех видов конвекции. При этом процессы массопереноса зависят
только от диффузии.
Особенно важное значение в производстве полупроводников имеют
методы наращивания эпитаксиальных структур — тонких однослойных и
многослойных пленок с переменными электрофизическими свойствами по
толщине и поверхности. Процесс эпитаксии начинается с образования
мелких кристалликов на поверхности подложки, которые затем образуют
эпитаксиальный слой, являющийся частью полупроводниковых устройств
(рис. 3.10).
Методы получения эпитаксиальных структур, однородных по толщине с
заданным расположением свойств, непрерывно совершенствуются, и
открываются возможности для создания принципиально новых
полупроводниковых приборов.
Жидкофазная эпитаксия осуществляется при осаждении пленки на
подложку из переохлажденного расплава. Главным контролируемым
параметром является температура, состав исходного расплава и состав подложки.
Газовая среда
Затравка I Заготовка
и растущий Циркуляция
кристалл промежуточного
носителя
Космическое машиностроение
1
Газофазная эпитаксия. В большинстве случаев при газофазной эпитаксии •
получение эпитаксиальных слоев достигается с использованием различных
химических реакций, где источником основных компонентов являются их
летучие соединения. В районе кристаллизации пленки устанавливается
межфазовое и химическое равновесие. На закономерности роста оказывают
влияние также процессы массо переноса и химические реакции в газовой
фазе, на которые, в свою очередь, в земных условиях влияет естественная
конвекция. Главным контролируемым параметром при газовой эпитаксии
являются температура и парциальное давление компонентов в зоне роста.
Технология получения эпитаксиальных структур с заданными свойства- •
ми очень сложна и для ее оптимизации необходимо создание математических \
моделей процессов, происходящих в газовой фазе и зоне кристаллизации. ■
Кроме методов газофазной эпитаксии (хлоридного, хлоридно-гидридно- •
го и при использовании металлоорганических соединений) в настоящее вре- ;
мя разработан метод молекулярно-лучевой эпитаксии, позволяющий
получать гетероструктуры со сверхтонкими слоями и существенно повышающий
возможности создания сложных эпитаксиальных структур на Земле.
Во всех перечисленных методах совершенство полученных
полупроводниковых материалов зависит от условий в жидкой или газовой фазах,
наличия возмущений, градиентов температуры и концентраций в жидкой и
газовой фазах и в растущем кристалле. Контроль этих параметров и управление
ими весьма сложен. В условиях силы тяжести на Земле управление
процессом затрудняется наличием гравитационной, температурной и
концентрационной конвекцией, имеющей, как правило, нерегулярный характер.
Поэтому все эти методы в принципе могут привести к лучшим результатам при
переходе к условиям невесомости. Однако для реализации новых
возможностей необходимо широкое проведение теоретических и
экспериментальных исследований.
3.6. ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ
ДЛЯ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТОВ
ПО ПРОИЗВОДСТВУ В КОСМОСЕ
Рассматриваемые установки созданы для того, чтобы обеспечить
максимальную проверку эффективности наземных технологических методов
выращивания полупроводниковых кристаллов, а также для исследования
возможностей получения в невесомости улучшенных сплавов
металлов,композиционных материалов, стекол, а также для проведения некоторых
физических исследований. Основным ограничением при проектировании
установок является относительно малая электрическая мощность, которую
пока удается выделить из общей мощности системы электропитания
пилотируемых станций, основанной на солнечных батареях.
Космическое производство материалов
нрист.
Направление протяжки ампулы
г€ЕЭ-€ЕЭ-<~Ч
Ампула для Ампула для Ампула для
объемной направленной объемной
кристаллизации кристаллизации кристаллизации
Рис. 3.11. Распределение температуры и схема кристаллизации с протяжкой ампулы
через тепловую зону
Рис. 3.12. Распределение температуры в электроиагревиой ампульной установке с
регулировкой температуры по времени
Установки должны обеспечить возможность проведения экспериментов
с широким кругом веществ, должны быть безопасны и просты в
эксплуатации и максимально автоматизированы.
В качестве основной модификации на этапе технологических
экспериментов были выбраны апмульные печи. Синтезированная на Земле заготовка
помещается в запаянную ампулу. Нагрев ампулы ведется в электропечи,
работающей по заданной программе. Ампульные печи позволяют проводить
в космосе исследования методов направленной кристаллизации,
движущегося растворителя, сублимации и газотранспортного переноса, методов
получения эпитаксиальных структур. Установки "Сплав-01", "Кристалл", "Магма",
"Корунд" подробно описаны в литературе.
Максимальная рабочая температура установок "Сплав-01", "Кристалл",
"Магма" достигает 900 - 1000°, на установке "Корунд" - 1270°. На
установке "Корунд" размещено 12 ампул диаметром 33 мм, длиной 300 мм.
Потребляемая мощность равна 720 Вт. Исходные образцы помещаются в
кварцевые ампулы, жестко закрепленные в контейнерах из жаропрочной
стали, и протягиваются через заданное температурное поле (рис. 3.11)
(установки типа "Кристалл" — "Корунд") или помещаются в печную трубу с
регулируемой по времени и длине температурой (установка "Сплав")
(рис. 3.12).
На ампульных электронагревательных печах, поставленных на ОС "Са-
лют-6" и "Салют-7", проведено наибольшее количество экспериментов.
Длительный полет этих станций, наличие обученных космонавтов обеспечили
возможность проведения экспериментов с различными материалами и иссле-
Космическое машиностроение
12«|
дования различных технологических методов. Получен ряд фундаменталь.
ных и прикладных результатов, которые являются основой для разработк
программы перехода к полупромышленному производству
Эксперименты на ампульных электронагревательных печах на пиле
руемых станциях имеют определенные ограничения. При среднем микро;
корении на станции а = (10 ~
10 ) g0 во время работы служебных си<
ЛЬт
1
тем и перемещений экипажа возникали переменные по величине и
направлению ускорения а = (10~3 ... 10~4)g0, оказывающие неблагоприятное
влияние на протекание процесса получения кристаллов. При проведении
экспериментов в ампулах проявилось заметное влияние стенок ампул на растущие
кристаллы. Ограничением являются и малые размеры выращиваемых
кристаллов.
Ампульная установка СКАТ основана на разогреве образца за счет
экзотермических химических реакций в ампульном экзопакете, окружающем
тепловую ячейку с ампулой (рис. 3.13), была создана для проведения
технологических экспериментов в свободном полете на высотных ракетах "Мир".
Экзопакет разогревался до 2400 , что позволяло осуществлять переплавке
образцов при Т = 1850 °С. Макслмальная температура достигалась за 1 .,1
2 мин. Состояние невесомости продолжалось около 10 мин. |
Анализ результатов экспериментов на ампульных печах проводится на
Земле на основании физико-химического анализа, полученного образца и
обработки данных по режимам установки. При этом часто бывает трудно
установить, какие процессы в невесомости ответственны за проявляющиеся
особенности, и поэтому многие эффекты остаются без убедительного
объяснения.
В связи с этим была создана специальная установка "Пион" для
проведения физических экспериментов в невесомости на модельных жидкостях,
таких как спирт и воздух либо спиртоглицериновая смесь и воздух.
Исследуемые жидкости помещались в специальные кюветы. Система терморегули-
Источник светв
• *
Ампула с образцом
Рис. 3.13. Схема экзотермической ячейки
Рис. 3.14. Схема установки "Пиои"
\
■^ Подсветка
Ось теиевого прибора
'Приемник
Рабочая часть
для установки „Нювет"
Космическое производство материалов
129
рования обеспечивала возможность поддержания различных значений
температуры на боковых стенках кюветы.
На установке "Пион" (рис. 3.14) возможно изучение естественной
конвекции в широком диапазоне чисел Рэлея и Марагони, наблюдение
поведения газовых и твердых включений в жидкость, проведение исследований
термокапиллярной конвекции в жидкости со свободной поверхностью,
бесконтейнерного выращивания кристаллов легкоплавких веществ в
невесомости. Установка имеет общую массу 27 кг и максимальный размер
ячейки для наблюдения 140 х 140 х 140 мм. Кроме визуальных наблюдений
имеются возможности для использования теневого метода. Установка снабжена
средствами точного (±02 °С) измерения температуры в объеме жидкости,
необходимыми автоматическими системами контроля и управления.
Модификацией установки "Пион" явилась установка "Пион-М". На ней
было предусмотрено проведение ряда новых экспериментов, в том числе
экспериментов по бесконтейнерному выращиванию кристаллов. Повышена
точность измерений всех параметров. Введены индикация измеряемых
параметров на цифровой дисплей и киносъемка процессов, протекающих в
жидкости. Непосредственно на установке был смонтирован прибор для
измерения микро ускорений (ПМУ) по трем направлениям. "Пион" был
установлен на ОС "Салют-6".
Для проведения физических экспериментов была создана также
малогабаритная топографическая установка. Голографическая интерферометрия
дает возможность получать объемные изображения, качественное и
количественное описание оптических параметров и осуществлять дистанционный
контроль с Земли.
3.7. РАЗВИТИЕ РАБОТ В ОБЛАСТИ
КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНОЛОГИИ
Первые технологические эксперименты в невесомости были
осуществлены в 1969 г. на КК "Союз-6". Космонавты на установке "Вулкан" провели
отработку различных способов электронно-лучевой сварки, а также
исследовали процессы плавления и затвердевания металлов. В последующие годы
технологические эксперименты проводились неоднократно в СССР и США:
на американской ОС "Скайлэб", в рамках советско-американского проекта
"Союз - Аполлон", на советских станциях "Салют-4" и "Салют-5". На
станции "Салют-4", в частности, проводились опыты с нанесением
металлического покрытия на поверхность зеркала и экспериментально подтверждена
возможность восстановления отражательной способности поверхностей в
космических условиях.
Первые эксперименты на станциях "Салют", направленные на создание
научных основ космической технологии и явившиеся началом практической
Космическое машиностроение 130
отработки методов производства материалов в космических условиях, были
проведены на станции "Салют-5" в 1976 - 1977 г. с помощью комплекта
приборов "Диффузия", "Кристалл", "Поток", "Сфера" и "Реакция". В этих
экспериментах было показано, что в условиях микрогравитации
определяющим процессом массопереноса является диффузия, исследован процесс
объемной кристаллизации из раствора, отработана технология
бесконтейнерного затвердевания маленьких шариков.
Отработка методов получения материалов на борту высотных ракет
"Мир" началась в 1978 г. Основной объем технологических экспериментов
с различными задачами проведен на многоцелевых долговременных
комплексах "Салют-6" - "Союз" - "Прогресс" и "Салют-7" - "Союз" -
"Прогресс".
К 1981 г. на космических кораблях и ракетах-зондах было проведено
свыше 200 экспериментов. Некоторые из ннх носилн
научно-демонстрационный характер: их целью была проверка физических представлений о
невесомости (исследование диффузии, плавления, устойчивости плавающих
жидких зон). Другие эксперименты преследовали конкретные
технологические цели.
В первых космических экспериментах была опробована большая часть
методов получения полупроводниковых и других материалов, которые
используются на Земле. При этом особенности кристаллизации в
невесомости не учитывались в достаточной степени. Тем не менее, в ряде случаев
были получены положительные результаты и была подтверждена возможность
улучшения свойств материалов, получаемых в невесомости. В ряде
экспериментов на высотных зондах и на пилотируемых станциях получено
существенное снижение плотности дислокаций в выращенных монокристаллах
полупроводников и других материалах и наблюдалось улучшение их
структуры. С другой стороны выяснилось, что воздействие длительной невесомости
на физические явления в жидкой фазе и на процессы затвердевания является
очень сложным.
В ряде экспериментов были обнаружены неблагоприятные побочные
эффекты. В связи с этим возникла необходимость в проведении широких
фундаментальных теоретических исследований. В результате этого были
заложены основы новой быстроразвивающейся отрасли науки: физики и
гидродинамики невесомости. Были разработаны математические модели
процессов, протекающих в невесомости, созданы экспериментальные установки
для проведения физических исследований и процессов, протекающих в
жидкости при микроускорениях. Для проведения экспериментов на КК н на
Земле разработано целое семейство различных технологических установок,
на которых проводятся целенаправленные эксперименты.
В настоящее время работы по научным исследованиям космической
технологии проводятся в нескольких направлениях.
1. Развитие теоретических схем явлений и создание методов математи-
Космическое производство материалов 131
ческого моделирования процессов в жидкой н газообразной фазах на основе
общих уравнений механики сплошной среды и проведение анализа влияния
различных факторов.
2. Создание методов математического моделирования процессов
затвердевания и кристаллизации при различных методах проведения
технологических процессов.
3. Проведение исследований различных методов воздействия (вибрации,
магнитное поле и др.) на поведение расплава.
4. Проведение модельных экспериментов в земных условиях.
5. Эскпбриментальные исследования фундаментальных физических
процессов в невесомости на борту КА на специальных многоцелевых
физических установках.
6. Проведение экспериментов по получению новых материалов в
космосе с использованием технологических установок различного типа и
различных технологических методов и отработка технологии для опытного
производства отдельных материалов.
7. Обобщение всех результатов и определение конкретных материалов,
наиболее перспективных для получения в условиях мнкрогравнтацни, н
выдача рекомендаций для полупромышленного производства.
Определились основные направления развития космического
производства материалов.
1. Получение полупроводниковых материалов для электроники.
2. Биотехнология, получение медико-биологических препаратов.
3. Получение оптических материалов.
4. Космическая металлургия, получение сплавов металлов со
специальными свойствами.
5. Получение композитных материалов.
В связи с высокой стоимостью транспортировки грузов на орбиты ИСЗ
для производства в космосе наиболее предпочтительны материалы,
имеющие высокую стоимость при малой массе и наиболее важные для научно-
технического прогресса и развития отраслей народного хозяйства.
Материалы, полученные в космических установках, должны обладать
существенно улучшенными свойствами. В первую очередь, к числу таких
материалов можно отнести полупроводники и биологические препараты,
получение которых в космосе вероятно станет экономически
целесообразным уже в следующем десятилетии.
3.8. ПОЛУПРОВОДНИКОВАЯ ЭЛЕКТРОНИКА
Эта отрасль технологии является определяющей для многих
изделий,таких как быстродействующие вычислительные машины, системы радиосвязи,
системы управления КА и целого ряда бытовых электронных устройств ши-
Космическое машиностроение
рокого пользования. Поэтому в настоящее время и, по-видимому, в
ближайшем будущем развитие электроники будет определять процесс во многих
областях науки и техники и будет происходить опережающими темпами. По
имеющимся оценкам в ближайшие годы мировой товарооборот в секторах
экономики, использующих электронику, составит около 700 млрд.
долларов. ;
Развитие электроники находится в прямой зависимости от совершенст- ■
вования технологии получения монокристаллических полупроводников
различного назначения, создания микроэлектронных, больших и сверхбольших
интегральных электронных схем. Важнейшее значение имеют электронные
приборы для преобразования электромагнитного излучения в различных
диапазонах длин волн в электрические сигналы, для создания
полупроводниковых лазеров, дисплеев, приборов, использующих акустоэлектрические и
фотомеханические эффекты, солнечные батареи с высоким коэффициентом
полезного действия, оптоэлектронных СВЧ-приборов,
волоконно-оптических линий.
Качество создаваемых электронных устройств зависит от совершенства
структуры кристаллов, равномерности распределения легирующих примесей
в них, чистоты материала. ]
Технология создания изделий полупроводниковой электроники состоит ]
из ряда этапов. Одним из них является процесс выращивания совершенных ]
монокристаллов, их легирование различными примесями и изготовление >
плат для интегральных схем и датчиков.
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМИЧЕСКИХ УСЛОВИЙ
Процессы выращивания монокристаллов состоят из производства
заготовки необходимого состава обычно поликристаллической структуры, ее
переплавки с целью очистки и выращивания монокристаллов. Легирование
производится либо в процессе выращивания, либо на последующих этапах
технологии. Процесс выращивания монокристалла является одним из
ответственных этапов технологии и качество выращиваемого монокристалла
сильно зависит от возникающих в расплаве конвективных движений, изменений
градиентов температуры и концентрации примеси, особенно в окрестности
фронта кристаллизации, загрязнения расплава материалом тиглей.
Если кристалл выращивается из паровой или газовой фазы, в частности,
для получения однослойных и многослойных тонких эпитаксиальных
структур, их качество сильно зависит от состава газовой фазы, стабильности
парциальных давлений компонентов газовой смеси в процессе роста и от
точности поддержания температуры. В случае выращивания пленок из жидкости
(жидкофазной эпитаксии) качество выращиваемого слоя зависит от
правильного выбора и поддержания температуры, обеспечения отсутствия
напряжений на границах слоев.
Космическое производство материалов 133
Во всех указанных случаях в поле силы тяжести и при наличии
перепадов температуры возникают гравитационная тепловая или концентрационная
конвекция, являющиеся в общем случае плохо контролируемыми
факторами, затрудняющими создание стабильной технологии. При производстве
кристаллов в условиях невесомости или микрогравитации можно
существенно подавить гравитационную конвекцию и более точно управлять
процессами тепломассообмена при кристаллизации. Кроме того, при применении
технологических методов, когда расплавленная зона не касается стенок и
удерживается силами поверхностного натяжения, условия невесомости
существенно повышают пределы устойчивости расплава. В невесомости
значительно проще осуществить полностью бесконтейнерную плавку в
левитирующей зоне, обеспечивающую отсутствие влияния стенок контейнера.
Новые возможности, появившиеся для получения полупроводников в
невесомости, были подвергнуты тщательному теоретическому и
экспериментальному изучению. С полупроводниковыми материалами проведено
наибольшее число экспериментов на космических пилотируемых станциях и на
высотных ракетах в свободном полете. Проведенные эксперименты в целом
подтвердили положительное влияние невесомости. Однако наряду с этим
стало ясно, что для использования невесомости необходимо создание
специализированных установок и разработка теоретически обоснованных
технологических методов.
В СССР и других странах были созданы разнообразные установки для
проведения экспериментальных работ в космических условиях на
автоматических аппаратах и пилотируемых станциях по получению различных
материалов. Наибольшее число установок и экспериментов было создано и
проведено для получения полупроводниковых кристаллов и особо чистых
белковых соединений. Эксперименты показали, что в условиях космоса могут
быть получены полупроводники и биопрепараты улучшенного качества.
Приведенный на рис. 3.16 пример транзистора п - р — л-типа основан на
физических явлениях в областях п — р и р - л-переходов. Наличие
легирующих примесей является важной особенностью полупроводниковых
приборов, причем их количество должно быть строго дозированным.
ПОЛУПРОВОДНИКОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ
В настоящее время используются около 1000 полупроводниковых
материалов различного типа. В их число входят элементарные
полупроводники, а также двойные, тройные и более сложные соединения и твердые
растворы на их основе. Из них выделено несколько наиболее важных групп
веществ, обладающих четко выраженными полупроводниковыми свойствами
при нормальной температуре и имеющих широкое применение. На рис. 3.15
приведена часть таблицы периодической системы элементов Д.И. Менделеева,
содержащая наиболее важные для получения полупроводниковых изделий
Космическое машиностроение
3
4
6
II
30
Zn
48
Cd
80
Hg
ill
5
В
13
Al
31
Ga
49
Jn
81
Tl
IV
6
С
14
Si
32
Ge
50
Sn
82
Pb
V
7
N
15
P
33
As
51
Sb
83
Bi
VI
8
0
16
S
34
Se
52
Те
84
Po
[ичестггьй
Рис. 3.1S. Часть таблицы периодической
системы Д.И. Менделеева, содержащая
элементы, наиболее интересные для
полупроводниковой промышленности
Рис 3.16. Пример использования
полупроводников в простейшем транзисторе
Эммитор
База
Ge+Sb
Ge+ln
Ноллентор
Ge+Sb
п-р переход
р-п переход
элементы. Номера строк соответствуют номерам периодов, номера столбцов
являются номерами групп с близкими химическими свойствами и
соответствуют числу валентных электронов. Правая верхняя часть таблицы
представляет собой неметаллы, левая нижняя часть - металлы. Между ними
находятся вещества, обладающие при нормальной температуре ограниченной
проводимостью, — полупроводники.
Это в первую очередь, элементы IV группы кремний — Si и германий —
Ge, обладающие кубической, алмаз о подобной кристаллической решеткой.
Атомы этих полупроводников имеют по четыре валентных электрона, в
результате чего каждый из них окружен четырьмя другими атомами,
образующими кристаллическую решетку с ковалентными связями.
Полупроводниковыми свойствами обладают также соединения, имеющие в среднем четыре
валентных электрона.
К числу важных полупроводников с кубической кристаллической
решеткой относятся также соединения элементов III группы периодической
системы с элементами V групп, обозначаемые А В . Сюда входят GaP,
JnP, GaAs, JnAs, GaSb. При этом, например, в соединении GaP галлий вносит
в образующуюся связь три элемента, а фосфор пять, так что в среднем на
каждый атом приходится ровно четыре электрона. Аналогичными
свойствами обладают также соединения элементов второй и шестой групп
периодической системы А В : CdS, CaSe, CaTe, HgSe, HgTe, которые также
являются полупроводниками и используются при создании многих
полупроводниковых приборов. Полупроводники со средней четырехвалент-
ностью получили широкое распространение в электронике. Ряд твердых
растворов, образованных соединениями этих'групп, также обладают
полупроводниковыми свойствами.
Проводимость полупроводников существенно зависит от примесей.
Например, при добавлении в кремний в качестве примесей элементов V
Космическое производство материалов 135
группы Pb, As, Sb, обладающих пятью валентными электронами, атомы
примесей заменяют в решетке атом кремния. При этом возникает лишний
электрон, создающий электронную проводимость л-типа. При добавлении к
кремнию веществ группы III, содержащих три валентных электрона, атомы
примеси захватывают электрон из оболочки соседнего атома кремния.
Отсутствие электрона проявляется как дырка, создающая дырочную
проводимость р-типа. Вещества, отдающие в объем полупроводника электроны,
называются донорами, а захватывающие — акцепторами.
Наиболее известным полупроводниковым прибором является
транзистор. Элементарный транзистор представляет собой трехэлементное
устройство (рис. 3.16). Добавление в полупроводник Ge примеси Sb приводит к
появлению электронной л-типа проводимости. Добавление примеси Jn
приводит к появлению дырочной проводимости р-типа.
Приведенный на рис. 3.16 пример транзистора п - р — л-типа основан на
физических явлениях в областях л — р ир - л-переходов.
Наличие легирующих примесей является важной особенностью
полупроводниковых приборов, причем их количество должно быть строго
дозированным.
Для создания чувствительных элементов и для других целей большое
значение получили тройные соединения CdHgTe, CdHgSe, BiSbTe, CaHgSe,
GaJnP, PbSeTe, GaAsSb, JnAsSb, и многие другие соединения, образующие
непрерывные ряды твердых растворов. Сплавы элементарных
полупроводников в большинстве случаев имеют ограниченную растворимость и
относятся к эвтектическим системам. Аналогичная картина имеет место, когда
в сплавы входят химические соединения. Тип фазовых превращений в
зависимости от температуры и соотношения компонентов при равновесных
изменениях определяется по фазовым диаграммам, значение которых имеет
важное значение при разработке технологических процессов.
Для получения монокристаллов полупроводников на Земле разработан
ряд технологических методов получения высококачественных кристаллов в
больших количествах. Поэтому для космического производства надо
выделить те области получения материалов, где преимущества космической
технологии могут быть более или менее четко определены.
Области применения космической технологии изучаются и уже видно
большое значение космического производства для электронной техники.
На первом этапе рассматриваются наиболее важные полупроводниковые
вещества, которые уже используются для создания различных приборов и
устройств, и применяются методы их получения, которые используются на
Земле. Этот принцип и был положен в основу составления программ
проведения технологических экспериментов по получению проводников на
космических аппаратах.
я
Космическое машиностроение %
КРЕМНИЙ И ГЕРМАНИЙ Щ
ч
Монокристаллическии кремнии является исходным материалом в техно-1
логии создания многих изделий микроэлектроники, создания больших и
сверхбольших интегральных схем, солнечных батарей, в технологических
процессах индустриальной электроники. Его ежегодное производство в
капиталистических странах превышает 2500 тонн и продолжает расти. В
связи с этим в США рассматривается предложение об организации
получения в космосе кремниевых лент на автоматическом КА. Не исключена
возможность организации производства в космосе интегральных схем на основе
кремния.
Германий также принадлежит к числу основных материалов, широко
используемых в электронной технике: он используется в производстве
транзисторов, диодов фотоприемников. В большинстве случаев в германий
добавляют легирующие примеси. Поскольку температура плавления
германия (937 °С) значительно ниже, чем у кремния, технология его получения
в космических условиях упрощается.
Кремний и германий должны обладать высокой чистотой с содержанием
посторонних примесей меньше чем 10~9 ... Ю~10. Для получения
необходимых свойств в них добавляют строго дозированное количество легирующих
примесей. Элементы Р, As, Sb, Те, Se, ("доноры") вводятся для получения
электронной проводимости (л-типа), а элементы В, А1 ("акцепторы") вво- м
дятся для получения проводимости дырочного р-типа. Для получения полу-»Ш
проводниковых приборов различного назначения применяются и другие ле-Я
тирующие примеси. щ
ПОЛУЧЕНИЕ МОНОКРИСТАЛЛОВ КРЕМНИЯ Щ
И ГЕРМАНИЯ В НЕВЕСОМОСТИ Щ
Высокая температура плавления кремния (1415 °С) не могла быть до-Я
стигнута на электронагревательных печах. Поэтому в СССР эксперименты по Щ
получению монокристаллов кремния были проведены на высотных ракетах Л
"Мир". Образцы имели диаметр 20 мм и длину 80 мм и помещались в квар- щ
цевых ампулах. Использовались установки с экзотермическим подогревом J
и отводом теплоты в мощные металлические обоймы. На этих установках я
была проведена также серия экспериментально направленной кристаллиза- 1
ции германия. I
В этих экспериментах наблюдается отрыв расплава от стенок ампул и Щ
существенное повышение скорости роста кристалла. Полученные образцы Д
диаметром 8 ...10 мм и длиной до 30 ... 35 мм обладали высоким
совершенством структуры, пониженной плотностью дислокаций, равномерностью
распределения легирующих примесей.
На ОС серии "Салют" проведена серия экспериментов по получению ,
Космическое производство материалов
137
германия различными методами в ампульных электронагревных печах
"Кристалл" и "Сплав". Обнаружено большое влияние стенок ампул, во
многих случаях появились области ограниченного смачивания. Выявлено
существенное влияние микроускорений, так, например, при а ~ Ю-4 g0 влияние
конвекции на массообмен приблизительно в 2 раза слабее,чем в
экспериментах на Земле.
При использовании методов газотранспортного переноса получены
кристаллы высокого качества, при этом массообмен осуществлялся в основном
за счет диффузии.
СОЕДИНЕНИЯ АШВ¥
Арсенид галлия GaAs привлекает в настоящее время наибольшее
внимание. Только одно то, что использование GaAs для создания сверхбольших
интегральных схем позволяет более чем на порядок увеличить
быстродействие электронных вычислительных машин, оправдывает затраты на
совершенствование технологии его производства. Мировое производство арсенида
галлия непрерывно увеличивается. Областями его применения являются
арифметические устройства сверхвысокого быстродействия,
быстродействующие запоминающие устройства большой мощности. Арсенид галлия уже
применяется для создания солнечных батарей с повышенным
коэффициентом полезного действия. Более высокая, чем при использовании
кремниевых элементов, рабочая температура солнечных батарей позволяет
использовать концентраторы солнечной энергии. Арсенид галлия широко применяется
во многих областях создания электронных приборов, полупроводниковых
лазерах, фотоприемниках, приборах СВЧ-техники и транзисторах.
Существенной особенностью арсенида галлия, оказывающей влияние на
технологию его получения, является высокое давление паров мышьяка
(98 ■ 103 Па) при температуре плавления соединения и, как следствие,
опасность его разложения. Поэтому синтез GaAs и выращивание его
кристаллов ведется при повышенном давлении под слоем флюса. На современных
промышленных установках на Земле выращиваются кристаллы GaAs
диаметром до 100 мм. В качестве основных легирующих примесей для
проводимости л-типа используются Те, Se, S, Sn, Si и для получения проводимости
р-типа - Zn, Cd, Ge.
Фосфид индия JnP получает все большее распространение и
используется для получения источников излучения и фотоприемников на длинах волн
1,3 и 1,55 мкм, находящихся в диапазоне прозрачности кварцевых
стекловолокон. В связи с быстрым развитием волоконно-оптических линий связи
производство фосфида индия непрерывно возрастает и составляет в
капиталистических странах в настоящее время примерно 1,5 т в год. Фосфид индия
применяется также при создании транзисторов, приборов для СВЧ-техники
и быстродействующих интегральных схем.
Космическое машиностроение
138
Технология получения фосфида индия является достаточно сложной из-
за высокого давления паров фосфора над расплавом. В связи с этим
процессы синтеза и выращивания монокристаллов производятся в специальных
тиглях под давлением с использованием флюсов. Полученные кристаллы
имеют диаметр до 60 ... 80 мм. В качестве легирующих примесей для
получения проводимости л-типа используются S, Se, Те, Si и для р-типа Zn и Cd.
Антимонид индия JnSb, арсенид индия JnAs, фосфид галлия GaP -
относятся к широко применимым в электронике полупроводниковым
материалам. Антимонид и арсенид индия хорошо изучены, обладают высокой
технологичностью. С учетом их широкого использования в электронике они
безусловно перспективны для производства в космосе. Антимонид и арсенид
индия являются базовыми материалами для производства фотоприемников
инфракрасного излучения, фотоэлементов, детекторов, различных
датчиков. Фосфид галлия используется для создания источников света, лазеров,
солнечных батарей и др. Качество создаваемых приборов зависит от
совершенства структуры, равномерности распределения легирующих примесей.
Поэтому на экспериментальных технологических установках была
проведена серия экспериментов в космосе с целью изучения возможностей их
изготовления.
В целом эксперименты на станциях "Салют" с соединениями А В
подтвердили возможность получения кристаллов хорошего качества на ампуль-
ных установках. В то же время обнаружено большое влияние стенок ампул
на качество кристаллов при использовании наиболее распространенного
метода направленной кристаллизации. Хорошие результаты получены при
использовании методов газотранспортного переноса и движущегося
растворителя. 1
СОЕДИНЕНИЯ ADBVI . 1
Наиболее перспективными соединениями второй и шестой групп
таблицы Менделеева являются CdS, CdTe, CdSe, HgSe, PbSe. Прикладное значение
этих соединений очень велико. Сульфид кадмия применяется в фотоприем- '.
никах, лазерах. Селениды кадмия, ртути и свинца используются в
производстве термочувствительных элементов видеоканалов, цветных дисплеев,
лазеров. В это семейство соединений входят также теллуриды кадмия, свинца,
используемые в различных устройствах.
Большой интерес представляет тройное соединение CdHgTe, особенно
для приемников инфракрасного излучения.
Температура плавления у соединений А11 В в среднем выше, чем у
соединений А В . Технология синтеза и выращивания кристаллов на
Земле путем осаждения из газовой фазы достаточна сложна. В связи с этим
существуют основания для улучшения качества кристаллов в условиях
микроускорений и подавления конвективного тепло- и массопереноса.
Космическое производство материалов
139
На ОС "Салют" в качестве основных методов получения соединений
А В использовались метод сублимации из паровой фазы на
ориентированную затравку, метод химического газотранспортного переноса и
кристаллизации на затравку из раствора в расплаве.
В ряде случаев удалось получить существенное уменьшение плотности
дислокаций, улучшение равномерности распределения примесей и
электрофизических характеристик.
ТРОЙНЫЕ СОЕДИНЕНИЯ
Технология получения тройных соединений CdHgTe, CdHgSe, BiSeTe,
GaJnP, PbSeTe в земных условиях более сложна из-за возможности
ликвации (расслоения) компонентов по плотности, макро- и микросегрегации,
поэтому получение этих соединений с улучшенными характеристиками в
невесомости несомненно даст ощутимый экономический эффект.
Использование космических условий для получения тройных соединений
оказалось настолько успешным, что появилась возможность перехода к
полупромышленному производству наиболее важных из них, например КРТ
(CdHgTe). Это связано с тем, что при получении кристаллов КРТ на Земле
большая их часть обладает плохими свойствами из-за расслоения
компонентов и нарушения структуры. Для получения тройных соединений на ОС
серии "Салют" проведена большая серия экспериментов и исследована
эффективность различных методов.
ЭПИТАКСИАЛЬНЫЕ СТРУКТУРЫ
Эпитаксиальные структуры — тонкие слои монокристаллических пленок
полупроводниковых веществ. В интегральных схемах большей частью
используются эпитаксиальные слои кремния, нанесенные на кремневую
подложку. Путем сложной технологии из них получают кремневые
транзисторные платы. Эпитаксиальные кремниевые структуры получают
кристаллизацией из газовой фазы с участием химических реакций либо при
использовании метода вакуумного испарения. В последнее время используются
эпитаксиальные структуры на базе кремния на изолирующих подложках для
получения интегральных схем с повышенным быстродействием и радиационной
стойкостью. В качестве материалов для подложки пригодны монокристаллы
сапфира или шпинелей, обладающие благоприятной структурой
кристаллических решеток и стабильными физическими свойствами.
Для эпитаксии используются также соединения А В , А В , A VB
и их твердые растворы. Во многих случаях используются жидкофазная эпи-
таксия, которая применяется в технологии высокоэффективных оптоэлект-
ронных приборов.
В современном приборостроении важную роль играют эпитаксиальные
Космическое машиностроение
140
гетероструктуры, когда на подложку из одного полупроводникового
соединения наносится эпитаксиальная пленка другого соединения. На базе таких
гетероструктур создаются полупроводниковые лазеры, светодиоды,
фотоприемники, солнечные батареи. Хотя в настоящее время пока еще мал объем
экспериментов по получению в космосе эпитаксиальных пленок, тем не ме-1
нее уже стало ясно, что космические условия способствуют получению
эпитаксиальных структур высокого качества. i
ИТОГИ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТОВ
И ПЕРСПЕКТИВЫ КОСМИЧЕСКОГО ПРОИЗВОДСТВА |
ПОЛУПРОВОДНИКОВЫХ МАТЕРИАЛОВ
Главным, наиболее важным итогом большого числа экспериментов па
выращиванию монокристаллов в невесомости является подтверждение
возможности получения в космосе полупроводниковых материалов с улуч-:
шенными свойствами. Многие из полученных материалов обладали хорошей?
однородностью распределения легирующих примесей, меньшей плотностью?
дислокаций, большей чистотой.
Установлено влияние величины микроускорений на качество кристал-;
лов. Выяснено, что для эффективного подавления гравитационной
конвекции необходимое значение постоянной составляющей микроускорения не
должно превышать 10 ~5 g0- Влияние переменного микроускорения более
сложно, однако существующие на борту комплексов "Салют — Союз"
переменные порядка (10~3 ... 10~4)g0 оказывали отрицательное влияние на ка-:
чество кристаллов. * ;
Общая картина протекания процессов в расплаве, в газовой фазе, на гра- :
нице затвердевания, а также у свободной поверхности и в области контакта
с поверхностью ампул в целом правильно предсказывалось на основании
теоретических представлений и наземных экспериментов. Однако во многих
случаях наблюдались неожиданные явления: быстрый рост кристаллов,
отделение кристаллов от стенок ампул, возникновение напряжений на
границах кристаллов. В связи с этим необходимо более глубокое исследование
процессов гидродинамики, теплообмена и кристаллизации в невесомости.
Большая часть технологических экспериментов была проведена методом
направленной кристаллизации в ампулах. Показана возможность получения
таким методом тройных соединений с высоким совершенством структуры,
получение кристаллов с плоским фронтом кристаллизации, кристаллов с
л - р-переходами. Полученные в ряде случаев неблагоприятные результаты
объясняются влиянием на качество кристаллов состояния стенок ампул,
особенностей расположения образцов в ампуле. Совершенство кристаллов,
выращенных этим методом, в большей степени зависит от возникающих
на борту переменных ускорений.
Трудность непосредственного контроля процесса кристаллизации не дает
Космическое производство материалов 141
возможности однозначно объяснить расхождение результатов по получению
одинаковых материалов в различных системах. В частности, трудно оценить
практическое влияние термокапиллярной конвекции, поскольку не
достаточно ясны условия взаимодействия со стенками ампул.
В экспериментах по выращиванию кристаллов методом движущегося
растворителя, проведенных в небольшом количестве, получены кристаллы
повышенного качества. Количество подобных экспериментов целесообразно
увеличить, чтобы установить оптимальную область применения этого метода.
При проведении экспериментов по выращиванию кристаллов из газовой
фазы методом сублимации или химического газотранспортного переноса
установлено, что в условиях микроускорений, а ~10~5 g, главную роль в
процессах массопереноса играет диффузия. Особенно важно расширить объем
этих экспериментов с целью получения высококачественных эпитаксиальных
структур на различных подложках.
Представляют интерес эксперименты по бесконтейнерной объемной
кристаллизации полупроводниковых элементов на борту высотных ракет.
Обращает на себя внимание большая скорость роста кристаллов при высокой
степени совершенства.
Опыт, накопленный при создании установок и при проведении
экспериментов, позволяет разработать рекомендации по совершенствованию
бортовых технологических установок и методов выращивания монокристаллов
и монокристаллических пленок, а также и облика КА для производства
полупроводниковых материалов. Для эффективного использования
невесомости на процессы в жидкой и газовой фазах необходимо обеспечить
микроускорение (10~5 ... 10~6) g, что проще всего сделать на непилотируемых
аппаратах, посещаемых космонавтами для проведения работ по
обслуживанию.
Необходимой принадлежностью технологических установок должны
являться приборы для измерения микроускорений в месте расположения
этих установок. Ампульные электронагревательные печи сохраняют свое
значение благодаря своей универсальности, простоте автоматизации,
возможности массового проведения экспериментов. Очевидная
целесообразность увеличения размеров ампул связана с возрастанием потребления
энергии по крайней мере на порядок или больше.
Основными методами выращивания кристаллов из жидкости, в
которых более полно используется невесомость, являются методы, при которых
расплав не касается стенок: метод плавающей зоны, методы Чохральского
и Степанова. Именно эти методы широко применяются и в земных условиях
при выращивании монокристаллов. Для производства материалов этими
методами в космических условиях должны быть созданы
специализированные установки.
Другим важным направлением является создание специальных
технологических установок для осаждения эпитаксиальных пленок из паровой фазы,
Космическое машиностроение
U2
при разложении летучих химических соединений и установок для
жидкостной эпитаксии.
Огромный опыт создания реакторов для получения эпитаксиальных
структур в земных условиях является основой для конструирования с этой
целью специальных космических установок.
3.9. БИОТЕХНОЛОГИЯ И МЕДИКО-БИОЛОГИЧЕСКИЕ
ПРЕПАРАТЫ
Развитие молекулярной биологии и генетики привело к возникновении
новой области инженерной деятельности — биотехнологии. Методы генно|
инженерии дают возможность понять свойства живых веществ, их эволюции
и механизмы отбора. Технологический скачок вперед, совершенный за 10
15 лет, сделал реальным решение задачи управления молекулярной эво«
Яюцией.
Эти достижения имеют огромное значение для развития на новом уровне
агропромышленной технологии и использования биотехнологии в интересах
здравоо хранения.
Влияние космических условий на жизнедеятельность организмов
проявляется в том, что все живое на Земле весьма четко реагирует на направление
вектора силы тяжести, а в космосе нет ни верха, ни низа. С
микроорганизмами положение менее ясно. К настоящему времени в СССР, США, Франции
проведен ряд эскпериментов по выращиванию микроорганизмов в космосе.
Однако результаты этих экспериментов неоднозначны и не позволяют
сделать вывод о влиянии условий космического полета на развитие
микроорганизмов. Тем не менее исследования и поиск влияния силы тяжести на рост
различных организмов продолжаются и можно ожидать, что этот фактор бу-1
дет использован для решения задач биологии.
Создание установки для выращивания белковых кристаллов в
космических условиях. Это связано с тем, что для искусственного синтеза на Зем-1
ле некоторых лекарственных препаратов, например гормонов и ферментов, •
необходимо провести исследования их структуры. Однако на Земле из-за
влияния силы тяжести не всегда можно вырастить кристалл белка, размер if
которого был бы достаточен для проведения рентгеноструктурного анализа. i|
Под действием силы тяжести кристалл белка либо деформируется, либо в |
нем возникают нарушения структуры. Если окажется возможным вырастить
белковый кристалл необходимого размера, то рентгеноструктурный анализ
также может быть проведен на КА.
В биотехнологии и генной инженерии широкое применение имеет элект
рофоретический метод разделения биологической смеси субклеточных час-^
тиц, белков различного вида, нуклеиновых кислот. Такое разделение
необходимо для диагностики заболеваний, исследования генетической изменчи-
Космическое производство материалов 143
вости, получения биологически активных лекарственных веществ,
получения компонентов крови для изучения и многое другое.
Существует целый ряд методов электрофореза, отличающихся друг от
друга приборным исполнением и технологическими решениями. Общий
принцип заключается в том, что биологические макромолекулы — белки,
нуклеиновые кислоты и др. — находятся в растворе и несут определенный
электрический заряд благодаря наличию групп, способных к
электролитической диссоциации. Под действием внешнего поля в жидкой среде возникает
направленное движение макрочастиц, зависящее от их знака, заряда и
размеров. Скорость движения частиц при напряженности поля 1 В/см называется
электрофоретической подвижностью. Различия в подвижности отдельных
частиц являются основой электрофоретического разделения. В некоторых
методах, частицы могут останавливаться в определенных точках и благодаря
этому собираться в отдельные фракции, в других поток смеси в
электрическом поле разбивается на струйки разного состава.
Главным требованием, предъявляемым к методу электрофореза
является обеспечение чистоты разделения, повышения разрешающей способности
и обеспечение возможности разделения очень близких по виду белков.
При создании приборов для проведения электрофореза на Земле
необходимо учитывать, что траектории частиц в электрическом поле в
определенной степени зависит от силы тяжести. Из-за этого отдельные струйки
могут перемещаться и качество разделения будет ухудшаться. Чистота
фракции ухудшается также из-за диффузии, способствующей перемешиванию
жидкости вблизи границ фракции и конвективного перемешивания всей
смеси.
Конвективное перемешивание связано с силами гравитации. Из-за
выделения теплоты при прохождении тока через жидкость возникает разность
температур и развивается тепловая гравитационная конвекция,
стремящаяся перемешивать жидкость. Кроме того, из-за разности плотности
разделяемых веществ возникают местные очаги концентрационной конвекции. Эти
явления имеют своим следствием неустойчивость процесса.
Большинство методов электрофореза включают в себя средства для
борьбы с влиянием силы тяжести. Дня этой цели применяются различные
способы ввода, специальные поддерживающие среды и пористые
наполнители. Дня уменьшения тепловой конвекции снижаются напряжения и ток,
проходящий через среду, что ведет к уменьшению скорости процесса и
снижению разрешающей способности. Поддерживающие среды часто
являются источником возмущений, связанных с загрязнением материала.
Тонкие микробиологические исследования требуют увеличения
разрешающей способности. Для этой цели используется двухмерный
электрофорез. В этом случае смесь белков помещают в электрическое поле дважды во
взаимно перпендикулярных направлениях. Белки сначала разделяют на
фракции по электрическому заряду, а .затем по молекулярной массе. ЭтОт
Космическое машиностроение t
метод позволяет улучшить разрешающую способность и проводить
разделение одновременно большого числа белков.
Процесс электрофореза в невесомости может быть существенно
улучшен за счет подавления гравитационной конвекции и отсутствия осаждения
тяжелых частиц. Благодаря этому повышается устойчивость дисперсной
биологической среды, повышается разрешающая способность и исключается
необходимость в поддерживающих средах.
Из сказанного следует, что электрофорез является перспективным
направлением космического производства. Очень важно также то, что
количество исходных и произведенных биологических препаратов не будет иметь
большого веса и, следовательно, производство биопрепаратов в космосе не
связано с высокой стоимостью транспортных перевозок с Земли на борт!
ИСЗ.
Наряду с электрофоретическим разделением препаратов из смеси, полу-1
ченной на Земле, перспективным является создание установок для
выращивания протеинов непосредственно на борту. При этом можно ожидать
получения макромолекул больших размеров. Лекарственный эффект таких
молекул подлежит изучению. Ожидается, что выращивание протеинов больших
размеров облегчит определение их структуры с помощью рентгеноструктур-
ного анализа и с целью дальнейшего искусственного синтеза подобных
веществ.
КОСМИЧЕСКИЕ ЭКСПЕРИМЕНТЫ ПО ЭЛЕКТРОФОРЕТИЧЕСКОМУ I
РАЗДЕЛЕНИЮ БИОЛОГИЧЕСКИХ ВЕЩЕСТВ Л
Эксперименты с электрофорезом в космосе проводились с 1971 г. на]
аппарате "Аполлон-14" и затем на "Аполлоне-16". Две серии экспериментов)
были проведены во время полета по программе ЭПАС. В одной серии в
качестве образцов использовались живые клетки — эритроциты человека, кро-;
лика и лошади, лимфоциты крови человека, клетки почки человека.
В другой серии исследовалось разделение клеток костного мозга, лим-:
форицитов крысы. Эти опыты дали первую полезную информацию о
поведении биологических веществ и возможности их разделения методом
электрофореза в космосе. На ОС "Скайлэб" были проведены эксперименты по
электрофорезу белков и клеток крови. Успешные эксперименты по электрофоре:
зу были проведены на МТКК "Спейс шаттл", где, в частности, методом элект-:
рофореза были получены чистые образцы урокиназы — важного фермента,
препятствующего свертыванию крови и образованию тромбов.
В Советском Союзе систематические исследования электрофоретичес-
кого разделения биоматериалов в космосе проводились на ОС "Салют-7"
с 1982 года. В эксперименте "Таврия" проводилось разделение белков
крови человека — альбумина и гемоглобина, клеток костного мозга крыс.
Главным результатом этого эксперимента явилось получение в условиях невесо-
Космическое производство материалов
145
мости повышения разрешающей способности установки по сравнению с
земным аналогом в 10 ... 15 раз. Технологическое устройство обеспечило также
увеличение производительности — выход продукта в единицу времени вырос
почти в 100 раз.
Важным достижением явилось получение антивирусной вакцины гемо-
глютинина, очищенного до уровня в несколько десятков раз лучше, чем
вакцина, очищенная на Земле. Электрофоретический технологический
эксперимент с использованием установки "Таврия" был проведен на станции
"Салют-7" также в 1984 г. В качестве объектов разделения использовались
интерферон различной исходной чистоты, антибиотики и другие вещества.
Перечисленные эксперименты дали неоценимый материал для
построения математических и физических моделей электрофореза в невесомости
и для создания новых более совершенных установок. Фундаментальное
исследование, направленное на описание структуры геномов, определяющих
важные функциональные свойства, было проведено по программе "Геном".
Метод электрофореза в этом эксперименте использовался для разделения и
описания молекул дезоксирибонуклеиновой кислоты. В результате
проведения экспериментов установлены возможности и подтверждена
перспективность космического электрофореза. Выбрано основное направление
космической биотехнологии — получение ферментов, гормонов и других
биологически активных препаратов для использования в интересах
здравоохранения.
ПЕРЕХОД К ПРОИЗВОДСТВУ БИОПРЕПАРАТОВ
В КОСМОСЕ
Повышение качества разделения биопрепаратов в космосе методом
электрофореза дает основания говорить о переходе к производству
отдельных препаратов в космосе и проведении электрофореза смесей с целью
использования полученных веществ в наземных исследовательских
лабораториях.
Фармацевтические фирмы США рассчитывали получить на МТКК "Спейс
шаттл" коммерчески выгодные препараты-гормоны уже к 1990 г.
Космический электрофорез в достаточно большом объеме целесообразно
проводить на пилотируемых станциях с участием специально подготовленных
операторов. Влияние микроускорений, связанных с работой космонавтов
при электрофорезе, представляется менее критичным, чем при выращивании
полупроводниковых кристаллов. Оператор может наблюдать за процессом
Разделения, осуществлять необходимый контроль и в случае необходимости
Управлять процессом.
Установка для космического электрофореза не требует больших затрат
энергии. Она должна быть снабжена холодильной камерой для хранения
исходного материала до разделения и полученного после разделения. Энерго-
Космическое машиностроение
снабжение должно обеспечиваться специальной установкой с точной
регулировкой напряжения и силы тока. Информация о ходе процесса должна
храниться в запоминающем устройстве и высвечиваться на экране дисплея.
Методы электрофореза и установки могут быть разными, но во всех
случаях должны быть предусмотрены система подачи раствора и биомате!
риала в рабочую часть, выделение и хранение получаемых веществ, термо!
статирование, отвод выделяющихся газов и возможность автоматического
или полуавтоматического управления процессом.
Для усовершенствования разработанных методов с целью лучшего
использования космических условий должны быть проведены физические
исследования процесса разделения в невесомости на специализированных
экспериментальных установках типа "Пион".
3.10. НЕКОТОРЫЕ ИЗ НАПРАВЛЕНИЙ
КОСМИЧЕСКОГО ПРОИЗВОДСТВА
Рассмотренные в предыдущих разделах полупроводниковые и
биологически активные материалы являются только частью всего перечня
материалов, для улучшения свойств которых целесообразно использовать
космическую технологию. Эксперименты по получению материалов в космосе
проводятся по многим направлениям. В некоторых случаях применяется метод
выращивания кристаллов из водных растворов. В частности, рассматривается
выращивание кристаллов триглицинсульфата из пересыщенного водного:
раствора, при этом скорость роста и его качество определяются в
невесомости процессами диффузии и теплопроводности. •»
Триглицинсульфат является пьезоэлектрическим материалом с темпера^
турой, соответствующей точке Кюри, равной 49°. Триглицинсульфат opra-i
нический синтетический кристалл, прозрачный в видимой части спектра. Он
хорошо растворим в воде, применяется в качестве материала с большим
значением диэлектрической постоянной е и имеет ряд других важных
применений. В частности, кристаллы группы триглицинсульфата широко приме»
няются в приемниках инфракрасного излучения, микрокалориметрах и
других пироэлементах. Он разлагается при температуре более 150 .
На Земле удается вырастить кристаллы характерным размером
примерно 100 мм, причем скорость роста и градиент температуры не должны
превышать 1 мм/сут и 3 ... 4 К/см соответственно во избежание термических на»
пряжений. Процесс выращивания на Земле кристалла триглицинсульфата иэ
раствора существенно нарушается конвективными движениями.
В качестве другого примера, иллюстрирующего разнообразие
возможностей использования невесомости, можно привести успешное изготовление
на КК комбинированных монодисперсных шариков из эластичного материа-
Космическое производство материалов 147
ла - латекса. Латексные шарики диаметром от одного до нескольких
микрометров применяются для калибровки электронных микроскопов,
диагностических целей в медицине, создания специальных красок, а также для
разработки систем контроля окружающей среды.
Шарики выращиваются из жидкой среды. В земных условиях латексные
шарики размером в несколько микрометров и более в процессе
затвердевания постепенно оседают на дно и образуют кремообразную массу. При
микроускорениях затвердевшие шарики равномерно распределяются по объему
и могут быть собраны для транспортировки на Землю.
Мы остановимся более подробно на космической технологии получения
оптических сред и некоторых сплавов металлов и композиционных
материалов.
ОПТИЧЕСКИЕ СРЕДЫ
Наиболее важными и распространенными оптическими материалами
являются стекла с очень широким набором разнообразных свойств.
Потребности техники инициируют создание новых типов стекол с повышенными
значениями коэффициентов преломления, высокой прозрачностью и
пропусканием электромагнитного излучения в разных диапазонах спектра, а
также стекол с устойчивостью к химическим реактивам, хорошей темпера-
туростойкостью.
Особое значение в настоящее время имеет создание стекол для быстро
прогрессирующих систем связи с использованием волоконной оптики,
твердотельных лазеров, интегральной оптики для ЭВМ.
Стекла являются так называемыми стеклообразными аморфными
веществами, формирующимися при остывании из переохлажденного
состояния. При охлаждении расплава происходит постепенное увеличение вязкости,
препятствующее кристаллизации стекол. Процесс стеклования происходит
в некотором температурном интервале от Тк - температуры
кристаллизации до Тс — температуры стеклования.
Процессы стеклования и расплавления полностью обратимы. Для
предотвращения кристаллизации при охлаждении расплава и получения
стеклообразного состояния необходимо обеспечить быстрое охлаждение расплава и
исключение гетерогенного зародышеобразования.
Наиболее распространенными в технике являются силикатные стекла,
в которых основную долю занимает двуокись кремния. Однако для разных
целей используются также боридное, фосфатное стекла и др.
В состав стекол разных сортов вводятся окислы щелочных металлов и
другие вещества. Для получения свойств, необходимых для специальных
целей, в состав стекол вводятся окислы свинца, ванадия и других металлов.
Широкое применение имеют халькогенидные стекла, содержащие
сульфиды, селениды и теллуриды мышьяка, сурьмы, кремния и германия. Такие
Космическое машиностроение
148
стекла обладают полупроводниковыми свойствами и применяются в
электронно-вычислительной технике. Халькогенидные стекла обладают
прозрачностью в инфракрасной области спектра, высоким сопротивлением и
фоточувствительностью и применяются для изготовления передающих
телевизионных трубок и записи голограмм.
При получении стекол высокого класса применяются специальные мер
для уменьшения возможности возникновения различных дефектов, так
как образование кристаллических включений в процессе затвердевания,
прослойки стекла с отличающимся количественным составом,
неоднородность стеклообразной массы. Одной из причин появления этих дефектов
является влияние стенок контейнера. Сила тяжести на Земле способствует
также возникновению микроликвации.
Использование космической технологии может способствовать
улучшению качества стекол, предназначенных для специальных целей. Невесомость
обеспечивает стабильность состава сплава при разной плотности
компонентов, находящихся в составе стекол. Подавление термической конвекции в
определенной степени снижает вероятность спонтанного образования
зародышей кристаллизации. Для того чтобы полностью использовать все
возможности, возникающие в невесомости, необходимо разработать методику и
создать установки для бесконтейнерного плавления и затвердевания стекла,
обеспечивающие значение температур до 2000 ... 3000 К. При этом
исключаются все дефекты, причиной которых являются стенки тигля или
контейнера и открываются возможности для формирования оптических
поверхностей за счет действия сил поверхностного натяжения и акустических
воздействий.
Ампульные печи не обеспечивают условий бесконтейнерного плавления
и обеспечивают намного более низкую температуру. В литературе
приведены проекты установок для бесконтейнерного плавления стекла с лучистым
подогревом и акустическим удержанием образцов. Эксперименты на таких
установках позволят более четко определить области применения
космического производства высококачественных стекол и получить необходимые
данные для создания полупромышленных установок.
Для твердотельных лазеров используются ряд диэлектрических крист
таллов, полупроводниковых материалов и специальных стекол для лазеров,
среди которых наибольшее применение получили стекла, активированные
примесью ниодима.
В условиях невесомости можно рассчитывать на получение высокоакт
тивных стекол с уменьшенными потерями для создания твердотельных
лазеров с большими КПД.
В связи с быстрорастущими потоками информации приобретает большое
значение использование оптического диапазона электромагнитного
излучения, позволяющее в тысячи раз увеличить потоки информации. В
электронных устройствах оптоэлектроника использует видимую часть электромагнит -
Космическое производство материалов
149
Внешняя оболочка
.1яа
1,45
Центральная ннть
i i i
л.-—показатель преломления
чХод луча
Рис 3.17. Поперечное? сеченне н ход луча света в волоконном светопроводе:
га,, - показатель преломления
ного спектра для решения тех же задач, что и обычная электроника
(передача, хранение и обработка информации).
В системах связи использование световодов является перспективным
также из-за нечувствительности к электромагнитным помехам, малой массы
и габаритов. Предполагается, что уже в 90-х годах нашего столетия
оптическая связь будет способна конкурировать с существующей связью по
кабельным и радиорелейным линиям.
Основной частью системы оптической связи закрытого типа является
волоконный световод в виде тонкой нити из оптически прозрачного
материала и окружающей внешней оболочки с показателем преломления
значительно меньшим, чем показатель преломления материала внутренней нити.
Лучи, входящие через торец световода и распределяющиеся под малыми
углами к оси световода, испытывают на боковых стенках внутреннее
отражение и распространяются по центральной нити (рис.- 3.17).
Качество световодов определяется оптическими потерями, связанными
с поглощением и рассеянием света нанеоднородностях.и полосой пропуска-
Космическое машиностроение
151
ния, определяемой составами сердцевины и конструкций оболочки. Совре-1
менные световоды изготавливаются из кварцевых стекол, легированных*
бромом, германием, фосфором и другими элементами или их соединениями.!
Диаметр стержня имеет порядок нескольких микрометров, а диаметр обо-l
лочки — до сотен и тысяч микрометров. я
В настоящее время достигнуты минимальные значения потерь в светоЛ
водах до 0,2 ... 1 дБ/км в ближней инфракрасной области. С целью расши-1
рения полосы пропускания изготавливаются световоды с градиентным про-Я
филем показателя преломления за счет соответствующего распределения»
примесей. щ
Заготовки для волоконных световодов имеют диаметр 10 ... 20 мм и я
затем они вытягиваются в волокно и покрываются защитной пленкой. За-Я
готовки для световодов высокого качества получают из газовой фазы мето-1
дом химического осаждения при разложении летучих соединений. Этот про- 1
цесс управляется процессами диффузии, термодинамического и химическо-1
го равновесия. Возникающие на Земле и в условиях силы тяжести тепловая |
и концентрационная конвекция и связанные с ней вихревые движения сме-1
си газов, пульсации скорости, температуры и концентрации должны отри- 1
цательно влиять на качество заготовок, к которым предъявляются очень!
высокие требования. Получение таких заготовок в космических условиях 1
требует создания достаточно сложных установок. 1
Процессы, протекающие в газовой среде и у поверхности заготовки в
невесомости, будут зависеть от молекулярной теплопроводности и
диффузии. Эти процессы описываются системой уравнений термодинамики и
химической кинетики и, следовательно, могут быть рассчитаны и с высокой
точностью контролироваться. I
Основой интегральной оптики для систем оптической обработки инфор- \
мации в ЭВМ являются тонкопленочные диэлектрические микроволноводы, \
имеющие толщину порядка длины волны. Они представляют собой одно- ]
родную пленку, нанесенную на однородную подложку, причем показатель j
преломления пленки больше, чем показатель преломления подложки и ере- j
ды под волноводом. Распространение световой волны при этом происходит J
за счет полного внутреннего отражения. Одним из методов нанесения диэ-1
лектрической пленки волновода - световода является эпитаксиальное I
осаждение пленки из жидкой или газообразной фаз. I
В этом случае наличие гравитационной конвекции в условиях силы тя- 1
жести на Земле должно оказывать влияние на равномерность толщины и 1
однородности пленок. Использование невесомости для технологии получения
микросветоводов, безусловно, является перспективным, позволит исклю- i
чить неуправляемые нерегулярные процессы -гравитационной конвекции и
создать математические имитационные модели технологических процессов
с целью их совершенствования. Метод формирования оптических
поверхностей в невесомости, когда форма поверхности определяется силами по-
Космическое производство материалов 151
верхностного натяжения, пока еще мало исследован, но безусловно также
является очень перспективным.
В отличие от металлов и сплавов при затвердевании стекол изменение
объема носит плавный характер, благоприятствующий получению тел
заданной формы без деформации. В настоящее время проведено весьма
ограниченное число поисковых экспериментов по получению стекол в невесомости
в основном на высотных ракетах, что связано с отсутствием специально
приспособленных установок.
СПЛАВЫ МЕТАЛЛОВ И КОМПОЗИЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ
Сплавы металлов и композиционные материалы потребляются
промышленностью в количествах, равных многим миллионам тонн. Поэтому для
космического производства могут рассматриваться только такие
материалы этого типа, которые обладают качественно новыми свойствами и
используются в небольших количествах. Многие эксперименты в невесомости по
получению сплавов металлов и композиционных материалов проводятся в
основном для лучшего понимания процессов, протекающих при получении
тех или иных материалов. В ряде случаев эти эксперименты способствуют
появлению новых технологий на Земле.
СПЛАВЫ МЕТАЛЛОВ
Проблемы, возникающие при затвердевании металлов и их сплавов на
Земле, очень близки к тем, которые возникают при выращивании
кристаллов полупроводниковых материалов в космосе. Ожидаемое улучшение
свойств некоторых специальных металлических материалов в условиях
микроускорений связано с подавлением гравитационной конвекции и
повышением стабильности смесей компонентов с разной плотностью. Кроме того,
в космических условиях возникает возможность улучшения чистоты
материала при осуществлении бесконтейнерного процесса плавки.
В качестве кандидатов для производства в космосе были выбраны
сплавы со специальными физическими свойствами. Эксперименты
проводились на ампульных нагревательных установках с максимальной
температурой нагрева 1000... 1200 °С, что определило выбор конкретных материалов.
Материалы, обладающие сверхпроводимостью, имеют большое значение
Для экспериментальных установок, средств измерения накопителей энергии.
В невесомости обеспечивается контроль однородности и композиции фаз,
определение природы и плотность распределения дефектов в решетке.
Главной целью является получение сверхпроводящих сплавов с более высокой
критической температурой. Поэтому в задачу экспериментов входило
определение критических характеристик в зависимости от состава и структуры
материалов.
Космическое машиностроение
1
Были исследованы следующие сплавы: свинец-олово (Гпл = 205 С)|
молибден-галлий (Гпл = 640°С),ванадий-галлий (Гпл = 1700°С). "
В экспериментах не удалось получить повышения критической
температуры. Для системы свинец-олово, полученной в космосе, обнаружено
повышение критических значений силы тока. Композиция некоторых фаз в
образцах, полученных из соединений, оказалась отличной от структуры
образцов, полученных на Земле.
Ферромагнитные и антиферромагнитные материалы обладают магнито-
упорядоченным состоянием вещества. Ферромагнетики обладают
постоянной спонтанной намагниченностью даже в отсутствии внешнего магнитного
поля. Ферромагнитные свойства этих материалов исчезают при повышении
температуры до точки Кюри, после которой они переходят в парамагнитное
или антиферромагнитное состояние.
Антиферромагнетики имеют упорядоченную структуру,
обеспечивающую намагниченность, равную нулю. При приложении внешнего магнитного
поля они приобретают слабую намагниченность. При повышении
температуры до точки Нейла антиферромагнетики переходят в парамагнитное
состояние.
Указанные свойства магнитных материалов используются в приборост-*
роении, электромеханике, радиолокационных устройствах. Возможность
улучшения свойств магнитных материалов возникает в связи с тем, что для
создания материалов широко используются сплавы, эвтектики, композиты.
В этих случаях невесомость должна способствовать улучшению структуры и
однородности соединений. Ферромагнитный материал эвтектика Mn—Bi,
полученный на КА, обладал коэрцитивной силой, примерно на 60 % большей
по сравнению с земными образцами.
Эвтектики могут существовать при взаимодействии двух разнородных
металлов или химических соединений, полностью смачивающихся в жидком
и практически не растворяющихся в твердом состоянии. При этом эвтектики
образуются при строго определенном соотношении компонентов. Они
плавятся при эвтектической температуре, более низкой, чем температура
плавления каждого из компонентов. При затвердении образуется композит из
смеси разных частиц. Эксперименты, проведенные с эвтектиками,
подтвердили, что в условиях невесомости продукты кристаллизации располагаются
более равномерно, чем при экспериментах на Земле.
Материалы на основе несмвшивающихся компонентов представляют
собой соединения, ограниченно растворимые в жидком состоянии и не
растворяющиеся в твердом. В связи с этим при остывании расплавленной смеси
происходит расслоение по плотности и затвердевание каждого компонента
в отдельности. Интерес к этим системам вызван тем, что на их основе могут
быть получены вещества с новыми физико-химическими свойствами за счет
сочетания наиболее полезных свойств, входящих в соединение компонентов.
Так, например, сплав меди со свинцом обладает повышенной термической
Космическое производство материалов
153
Рис. 3.18. Композит, упрочненный короткими Матрица
волокнами '
стабильностью до 500 °С двойных
металлических систем. Поиск эффективной
технологии получения несмешивающихся
компонентов на Земле ведется во многих
направлениях: порошковая металлургия,
напыление пленок, кристаллизация в скрещенных
электрических и магнитных полях. Для
получения кристаллов используется повышение растворимости при высоких
температурах и быстрое охлаждение. Получение несмешивающихся
композиционных сплавов в космосе представляет интерес в связи с отсутствием
в космосе разделения сплава по плотности и подавления в нем
гравитационной конвекции.
Для исследования особенностей космических технологических методов
в космосе были использованы ряд таких соединений. Во всех случаях
возникало разделение фаз, что, по-видимому, связано с влиянием поверхностных
сил на границах раздела фаз. Решение проблемы получения сплавов
несмешивающихся металлов требует создания математических моделей и тщательных
исследований как на специальных установках, предназначенных для
изучения физики невесомости, так и на технологических установках.
Композиционные материалы благодаря высоким механическим
характеристикам, малой плотности, хорошей технологичности широко
используются во всех отраслях народного хозяйства. Наибольшее распространение
получили композиционные материалы на базе полимеров и смол,
армированных различными волокнами, главными из которых является стекловолокно,
углеволокно, бор. Среди огромного количества композиционных
материалов для производства в космосе можно выделить композиционные
материалы с матрицей из металла.
Металлические матрицы армируются мелкими частицами или короткими
волокнами-викерсами из углерода, стекла и др. Качество таких композитов
существенно зависит от равномерности распределения упрочняющей фазы.
Поскольку нити намного легче матрицы, то в условиях действия силы
тяжести они стремятся в расплаве всплыть (рис. 3.18).
Основанием для космических экспериментов является предположение о
том, что в невесомости упрочняющая фаза распределится более равномерно.
В СССР на высотных ракетах получены образцы жаропрочного никель-
алюминиевого сплава, упрочненного частицами хрома, алюминиевого сплава,
армированного волокнами с разными покрытиями с целью обеспечения
смачиваемости. Полученные образцы обладают высокой степенью однородности
и распределения волокон по объему слитков. В случае несмачиваемой
композиции Си—С влияние капиллярных сил привело к образованию резко
неоднородной структуры. В целом эксперименты по производству в условиях
микроускорений композиционных материалов с металлической матрицей
Дали положительные результаты, вследствие чего в литературе широко
обсуждается подготовка к проведению серии экспериментов по получению
дисперсно-упрочненных композиционных материалов в космосе.
ь- 1391
7-Л Т\
I
народнохозяйственные
космические
комплексы
Спутники исследуют землю, помогают определять места залегания полезных
ископаемых, прогнозировать урожай, оценивать запасы влаги, выявлять
ледовую обстановку на судоходных путях, следить за процессами в
атмосфере и прогнозировать погоду. Через связные спутники передаются
телевизионные программы на все континенты, осуществляются международные
ч межконтинентальные телефонные переговоры. Морские корабли и
самолеты определяют свое местоположение по навигационным спутникам.
4 Особенности
системного
проектирования
народнохозяйственных
космических
комплексов
Народнохозяйственные космические комплексы — большие системы.
Множество параметров характеризует их структуру, возможности и
работоспособность. Поиск оптимальной комбинации параметров путем простого их
перебора из числа возможных не под силу современным ЭВМ. Поэтому есть
необходимость членения сложной системы на ряд более простых систем со
сравнительно малым числом параметров и затем уже определения
целесообразных параметров всего космического комплекса в целом.
4.1. КЛАССИФИКАЦИЯ
Народнохозяйственные космические комплексы состоят из
космических аппаратов, наземных измерительных и информационных устройств и
средств управления полетом. Космические комплексы классифицируются
по составу решаемых задач. Они могут использоваться для наблюдения за
поверхностью Земли и атмосферой, для измерения положения подвижных
и неподвижных объектов, для передачи информации между наземными,
морскими, воздушными и космическими объектами. Кроме того, на
космических объектах может быть организовано производство уникальной
промышленной продукции, получение электроэнергии с последующей
передачей ее на Землю. В соответствии с этим космические комплексы можно
подразделить на наблюдательные, координатно-метрические,
информационные, промышленные.
Наземные измерительные и информационные устройства определяются
назначением космических комплексов. Для наблюдательных космических
комплексов это — средства приема и обработки информации, для координат -
но-метрических — измерительные системы, для информационных — средства
передачи и приема информации, для энергетических — устройства приема
энергии.
В наблюдательных космических комплексах заинтересовано большое
число отраслей народного хозяйства и прежде всего тех из них, деятельность
которых связана с использованием природных ресурсов Земли: сельское,
лесное хозяйства, мелиорация, геологоразведка, гидроэнергетика и т.д. Для
этих отраслей необходима информация о происходящих на поверхности
Земли и в атмосфере процессах, чтобы обоснованно планировать свою
деятельность и своевременно принимать меры по сокращению ущерба от
стихийных бедствий. Подобные же результаты наблюдения за поверхностью
Земли и атмосферой необходимы для транспортных средств, и особенно для
морских и воздушных, а также при проведении строительных работ.
Наблюдение за Землей из космоса способствует развитию наук, связанных с
изучением Земли и ее биосферы: географии, геологии, океанографии,
океанологии, биологии, зоологии, геоботаники, почвоведения, гидрологии, метеоро-
Народнохозяйственные космические комплексы 1
логии. Комплексы, предназначенные для наблюдения за поверхностью Зем
ли, получили название космических комплексов исследования природнь
ресурсов; комплексы, предназначенные для наблюдения эа атмосферой
метеорологических космических комплексов.
Результаты работы координатно-метрических космических комплексо
очень важны для многих отраслей народного хозяйства, особенно таких, дл..
которых необходима высокая точность определения места на поверхности
Земли, т.е. точные измерения координатных объектов. Это геологоразведка,
строительство, геодезия и картография, география, геология, геофизика и
др. Координатно-метрические комплексы для определения координат
неподвижных объектов называются геодезическими.
Средства морского и воздушного транспорта, поисковые
геологоразведочные партии требуют высокоточного и оперативного определения своих
координат независимо от погодных условий и времени суток, что
способствует повышению безопасности и эффективности их работы. Кроме того, им
необходима оперативная и надежная связь с диспетчерскими центрами и
между собой. Этим целям служат соответственно навигационные и связные
космические комплексы.
Через спутники связи реализуется телевизионное вещание в масштабах
всей страны, осуществляются междугородние телефонные переговоры,
передаются матрицы газет и журналов. Кроме того, через спутники
непосредственного телевизионного вещания проводится передача центральных
телевизионных программ на упрощенные антенные устройства коллективного
пользования.
В использовании промышленных космических комплексов, и прежде
всего технологических, предназначенных для производства в космосе
уникальной промышленной продукции, заинтересованы такие отрасли, как
электроника, оптика, металлургия, химия, медицина и др.
И, наконец^нергетические космические комплексы открывают
возможность использования энергии Солнца для выработки электроэнегии в
космосе и передачи ее на Землю, а также для освещения отдельных районов Земли
в темное время суток и в период полярной ночи.
4.2. КРИТЕРИИ ЭФФЕКТИВНОСТИ
Конечной целью системного проектирования является определение
оптимальных параметров народнохозяйственных космических комплексов,
обеспечивающих их наибольшую экономическую эффективность.
Возможно использование различных мер экономической эффективности
(критериев эффективности). Так, если применение космических
комплексов ведет к увеличению объема или качества выпускаемой продукции (рост
урожая за счет лучшего планирования состава посевных культур на основе
.Системное проектирование космических комплексов
159
прогнозирования погодных условий, и т.д.), то за меру эффективности
может быть принята величина дополнительного дохода D, который получают
отрасли от реализации этой продукции, по сравнению с доходом, который
они получали при отсутствии космических средств.
Использование космических комплексов может способствовать
сокращению ущерба от разрушительных природных процессов (пожары, тайфуны,
наводнения), от последствий бесконтрольной производственной
деятельности человека (загрязнение среды), от заболеваний растительности. Кроме
того, сокращение ущерба может быть достигнуто сокращением числа
катастроф в морском и воздушном флоте за счет повышения точности,
оперативности и надежности навигационных определений с помощью
навигационных спутников. Поэтому здесь в качестве меры эффективности может быть
использована величина предотвращенного ущерба U, который имеет место
при использовании космических комплексов.
Ряд решаемых космическими комплексами задач (телевидение,
уточнение фигуры Земли) не связан прямо с выпуском товарной продукции или с
предотвращением ущерба. Вместе с тем эти задачи важны, целесообразность
их решения не вызывает сомнений и они с различной степенью полноты
реализуются обычными наземными средствами. Использование космических
комплексов дает возможность решать эти задачи более качественно и в ряде
случаев (особенно при больших размерах обслуживаемой территории) с
меньшими удельными затратами, чем те, которые бы имели место при
использовании для этих целей обычных средств. В этом случае целесообразно
использование в качестве меры эффективности разности затрат АС,
потребных для решения одинаковых по качеству и объему задач космическими и
обычными (конкурирующими) средствами.
Результаты решения многих из задач (составление картографической
основы, определение температуры океана, наблюдение за тайфунами)
используются в различных отраслях народного хозяйтсва. В одних отраслях они
способствуют увеличению объема и качества продукции, в других — росту
размеров предотвращения ущерба, в третьих — они дают возможность решать
более качественно и с меньшими затратами необходимые для отраслей и
направлений науки задачи. Поэтому в общем случае каждой из задач г могут
быть сопоставлены три величины: дополнительный доход D,, приращение
предотвращенного ущерба Uj и разность затрат ДС/. Вместе они
характеризуют суммарный экономический выигрыш Ej от использования
космического комплекса для решения задачи i. Решение всех k задач позволяет
определить величину Е полного экономического выигрыша от использования
космического комплекса во всех отраслях народного хозяйства и во всех
направлениях науки как сумму
к
Е = 2 (£>, + Щ + ДС,)- (4.1)
/
Народнохозяйственные космические комплексы
Более полно экономическая эффективность учитывается при использо
вании в качестве критерия величины Р прибыли: разности между полны
экономическим выигрышем Е и затратами С на ракетно-космическую тех
нику и отраслевые технические средства, т.е.
Р = Е - С. (4.2)
Этот критерий дает представление о возможном экономическом
выигрыше (или проигрыше при отрицательном значении/') от применения
космического комплекса. Для оценки скорости окупаемости капиталовложений
может быть использована величина рентабельности (
Q = Р/С. (4.3) :
При оценке затрат схематично можно рассматривать космический
комплекс состоящим из следующих составных частей v:
спутников (v =1);
системы приема, передачи и обработки информации (v = 2);
средств выведения спутника на орбиту, включающих в себя стартовый .
комплекс и ракету-носитель (v = 3); '
наземного комплекса управления спутником (v = 4), включающего в,
себя средства определения орбиты и передачи команд на спутник.
В соответствии с этапами создания и функционирования космического
комплекса удобно при оценке полных затрат считать, что они складываются
из следующих трех составляющих: затрат на разработку ( w = 1) ; затрат на
изготовление (w = 2) ; затрат на эксплуатацию (w = 3).
Под разработкой понимается совокупность научно-исследовательских,
конструкторских и экспериментальных работ, направленных на создание
технической документации комплекса. При этом проводятся следующие
основные работы:
синтез принципов построения, их сравнительный анализ и выбор
оптимального для комплекса в целом, его составных частей и отдельных
элементов;
определение проектных характеристик космического комплекса и его
составных частей, соответствующих оптимальному принципу построения;
создание макетов и проведение экспериментов по отработке принципов
построения отдельных элементов комплекса и уточнения их проектных
параметров;
разработка технической документации.
Под изготовлением понимается совокупность производственных
операций, направленных на создание элементов комплекса. Для космического
объекта этот этап заканчивается, когда он доведен до такого состояния,
что может быть установлен на носитель для последующей проверки и
запуска на орбиту; для систем передачи и обработки информации —
готовностью принимать, передавать и обрабатывать информацию от спутника; для
Системное проектирование космических комплексов 161
средств выведения — готовностью произвести запуск спутника на орбиту;
для наземного комплекса управления спутником — готовностью проводить
измерение орбиты спутника, ее прогнозирование и передачу на него команд,
определяющих режим работы специальной и служебной аппаратуры.
Этап изготовления включает в себя следующие работы:
проектирование оснастки;
разработку технологической документации;
изготовление отдельных элементов и их наземную экспериментальную
проверку;
монтаж или сборку частей комплекса в целом и их экспериментальную
проверку.
Эксплуатация подразумевает совокупность операций по обеспечению
функционирования космического комплекса. Сюда входит:
выведение спутников на орбиту;
траекторные измерения и прогнозирование орбиты;
разработка программы работы специальной аппаратуры с учетом задач
спутника, условий освещенности и облачности и передача ее на борт;
разработка и передача на борт программ работы служебной аппаратуры
спутника;
прием, передача в центр и обработка в нем информации о наблюдении
со спутника за Землей.
Затраты на совокупность F космических комплексов /, состоящих
каждый из v частей, на всех w этапах их создания и функционирования
выражаются соотношением
F V W
Срк.т = 2 2 Б C/vw, (4.4)
/ v w
где Срк т — затраты на ракетно-космическую технику.
Некоторые из частей, например такие, как наземный
командно-измерительный комплекс, стартовые устройства и ракета-носитель, могут не
требовать специальной разработки применительно к каждому из
народно-хозяйственных космических комплексов, а использовать уже готовые, ранее
созданные, технические средства. В этом случае затраты, например, на командно-
измерительный комплекс могут определяться как стоимость аренды
готового комплекса, эксплуатируемого и для других космических комплексов.
Аналогично можно учесть затраты на использование готового стартового
комплекса. Что касается ракет-носителей, то в случае, если может быть
использован готовый носитель без каких-либо его доработок, то затраты на
него могут быть оценены как затраты на изготовление серийного носителя.
В целом затраты на выведение в этом случае могут быть получены на основе
имеющейся статистики по запускам существующих ракет-носителей. В
качестве иллюстрации на рис. 4.1 приведены построенные на основе технико-
Народнохозяйственные космические комплексы 1
С, условные расчёти. ед. на 1 кг
полезного груза
15000
10000
5000
1000
**»
гт~~
Стационарная
I орбита
1980 г.
1000
10000 38000
Н, ни
3 5 7 9 30 50 70 200 500 п
24 6 10 20 40 100 300 1000
Рис. 4.1. Зависимости требуемых затрат от высоты выведения спутников на различные
орбиты. Стоимость выведения 1 кг полезного груза на круговые орбиты высотой Н
и наклонением i одноразовыми ракетами-носителями
Рис. 4.2. Зависимость д от коэффициента освоения производства v и числа
выпускаемых КА п
экономических данных ракет-носителей США зависимости потребных затрат
на выведение спутников на различные типы орбит.
Затраты на отдельный спутник существенно зависят от числа спутников
в серии. Так, если требуется только один спутник, то в его стоимость войдут
все затраты на его разработку и изготовление. При большем же числе эти
затраты будут распределены на все количество спутников. Кроме того, рост
числа спутников в серии ведет к удешевлению их изготовления еще и за
счет экономической оправданности использования в этом случае более
совершенных производственных процессов.
Затраты на разработку спутника в С в долларах могут быть оценены
из следующего соотношения:
Q.
- 1Г»7
— in7г °-48
где Ска — вес спутника в ньютонах.
Затраты на изготовление и спутников — из соотношения
Q;/*l;*=2 =7,1-105мСк°а41»'
(4.5)
(4.6)
Системное проектирование космических комплексов
163
где и — число спутников в серии; д — коэффициент снижения затрат,
связанных с улучшением экономической рентабельности производства при
росте п.
Зависимости коэффициента д от числа п и коэффициента освоения
производства v приведены на рис. 4.2. Коэффициент v характеризует
процентное уменьшение стоимости при увеличении и в два раза. Так, коэффициент
v = 80 % означает, что при каждом удвоении п расходы уменьшаются до 80 %
от первоначальной суммы, т.е. второй объект стоит 80 % — от стоимости
первого; четвертый — 80 % от стоимости второго; восьмой — 80 % от стоимости
четвертого и т.д. Значение коэффициента и определяется совершенством
производственной базы.
Затраты отраслей народного хозяйства слагаются из затрат на
разработку, изготовление и эксплуатацию технических средств, необходимых для
проведения работ с космическими комплексами (отраслевые центры
обработки информации от наблюдательных спутников, средства для ее передачи
потребителям и последующего использования; наземные специальные
измерительные системы и центры обработки измерительной информации коорди-
натно-метрических космических комплексов).
Укрупненно затраты на отраслевые технические средства можно
выразить следующим образом:
в
Q)T.С = ^-ОТ.СТр
п
где Сот. ст) — затраты на отраслевые технические средства отрасли, т? = 1,...,
0; в - число отраслей, использующих информацию от космических
комплексов.
Таким образом, общие затраты С можно выразить следующим образом:
F V W в
С = Срк.т + Сот.с =222 Cfj/W + 2 Сот-ст) , (4.7)
/ v w т)
а величину прибыли
k F V W в
Р = 2 (Dt + Ut + ДС;) - 2 2 2 C/Vw - 2 COT.cr?. (4.8)
1 / V W Т)
4.3. МЕТОД СИСТЕМНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Системное проектирование народнохозяйственных космических
комплексов может быть условно разделено на две части: внутреннее
проектирование и внешнее (рис. 4.3). При внутреннем проектировании выявляются за-
Внутреннее проектирование ОТС
А
Внешнее проентирование ОТС
а
<0
расли народного хозяйст
о
-
Принципы
использования
спутниковой
информации
*
Задачи и
требования
♦
Принципы
построения
специальной
аппар.спутника
'
|
2
1 1
Ранетио-носмичеснея тех»
—>-■
-
т 5
тез возможных принципе
троения отраслевых тех*
них средств (ОТС)
о § <"
1
Характеристики
ракет-носителей и ра -
нетных стар -
тов
Характеристики
спутника
Характеристики
наземных средств
управления
1
И
£ 5
Особенности решен
космическими сред
'
X
ина технико-экономическ
зателей вариантов ОТС
Оце
пока
м
-оне
i 2
Методы оценок техн
номичесиих покаэате;
—.,-
'
ез возможных принцип
роения НН
Синт
пост
,
уверительный анализ и вы
реализуемых принципов
роения ОТС
Пре
бор
пост
п
ость ■
е
рит ерий сравиеиия-с
'
на технико-энономичес
ателей вариантов НН
II |
1
<зация проектных парамет-
ализуемых вариантов пара
ОТС, зависимости "рабо-
обность-стоимость ОТС и
оспособность-эн_выигрыш"
тщ
оа$еД
1
ации „
3
ислеиные методы опт
т
"
3
верительный анализ и в
реализуемых принципов
оения НН
Пред
бор
постр
, ' |
д
$ ,51
изация проектных пара
еализуемых вариантов
гтров НН, зависимое™
оспособность-стоимо
Ii»
-
Дополнительный
экономический
выигрыш
"
Ю |
О Т
О х m
аботоспо
для разл
варианте
О.; .X
Л Z
п ^ ^
£ а го
и выбор
в построе-
ти от
К
ЛИЗ
,ипо
мое
и HI
то =Г s ь
Z I
(0 s
° й
ш z
3 с ГО (О
1 „ П О
£ I " ё
Sloe
| S Р- о
« ?оЕ
S-l £"8
О О x °-
g * * о
' f о О
м
Л
1
некия-пр
S
Q.
и
I
Ф
s i s * s
CO z z X
,\
_и
1
3
1 s
1 *
ш ф
О. ►-
ские
евым
ам
ш ^ m
з- 2 '-
s ГО о
z О- ef
* t Ф
Q) О 5_
1- * о
а
«1
ill.
ть "стоимос
для оптима.
соответстЕ
работоспо
;н
с. ..- 'X х
ИСИМ01
ибыль"
и ОТС
наново
ности 1
СО i X о О
п
''
0)
о
О. Q.
О ►- о
ю о «_
з о ф
Ш с t-
* . °
n g J
1 § S 5
£ ч
!'
1 о
■ 5 «=
х х 5 °
Л 3 m О
^ Т _ О
Ф j М С
'-с; °
5 га X о
S=h
ГО
.9-
с х га
I
нансиров
4
1
^
>
t
I
X
I
IK
5
.5
as
о
*
а
Ж
о
а
т
X
I
£
К
Внутреннее проектирование КК
Знешнее проектирование НН
Ряс. 4.3.
плексов
Схема системного проектирования народнохозяйственных космических ком-
Народнохозяйственные космические комплексы
висимости между техническими параметрами космического комплекса (на
пример, разрешением на местности для наблюдательных комплексов, тот^
ностью определения координат объектов для координатно-метрических!
комплексов, числом телевизионных стволов для информационных комп-|
лексов), характеризующими его работоспособность, и экономическими
затратами на разработку, изготовление и эксплуатацию комплекса. При внеш- .
нем проектировании определяются зависимости между теми же характерис-1
тиками работоспособности космического комплекса и величиной прибыли.
В совокупности эти зависимости внутреннего и внешнего проектирования
позволяют установить соответствие между значениями прибыли и
требуемыми при этом расходами. Такое соотношение дает возможность
обоснованно определить размер ассигнований на космический комплекс, после чего
из соотношений, полученных при внутреннем и внешнем проектировании,
могут быть определены целесообразная работоспособность космического
комплекса и его основные проектные параметры.
Исходной информацией для начального этапа внутреннего
проектирования космических комплексов служат запросы отраслей народного хозяйства
и данные о состоянии и перспективах развития ракетно-космической техники
(РКТ). Запросы отраслей включают в себя перечень задач и соответствующих
им требований к основным характеристикам космического комплекса
(разрешение на местности, оперативность, точность измерения и т.д.), при
которых эти задачи решаются с необходимой для отрасли полнотой.
Исходная информация о ракетно-космической технике содержит
основные данные о ракетах-носителях, космических аппаратах, наземном команд-
150
юо
зоо
20О
юо
"О'"'
Рнс. 4.4. Зависимость массы m
конструкции от массы т0 спутника
Рис 4.5. Зависимость массы m спец-
аппаратуры от массы т0 спутника
Системное проектирование космических комплексов 167
I», КГ
25
m=!9,95+O,67-!0~Z/»o+0:MB-l6"'ii>£|
Опутиини
наблюдения
5О0
IO00 «о. нг
500
I0O0
I5O0
Рис 4.6. Зависимость массы m системы
терморегулирования от массы т„
спутника
Рис 4.7. Зависимость массы m системы
ориентации от массы т„ спутника
но-измерительном комплексе (НКИК). В части средств выведения
необходимы сведения об энергетических возможностях ракет-носителей (весах
полезных грузов, которые могут^быть выведены на орбиты различных высот и
наклонений), точности выведения и стоимости пуска.
Для проектирования космических аппаратов необходимы зависимости
основных технических и экономических характеристик (массы, габаритов,
энергопотребления, затрат на/разработку, изготовление) специальной
аппаратуры спутника от велижш, характеризующих качество ее работы (угла
попя зрения дляТГГпаратуры наблюдения, точности измерения для
аппаратуры геодезических и навигационных спутников). Аналогичные зависимости
целесообразны для служебной аппаратуры и для конструкции спутника
(в качестве примера на рис. 4.4 — 4.10 приведены зависимости массы
специальной и различных видов служебной аппаратуры от массы спутников
различного назначения).
Для проектирования наземного командно-измерительного комплекса
необходимы данные о его пропускной способности, точности и
оперативности определения орбиты, а также о размере связанных с его эксплуатацией
затрат для обслуживания различного количества и типов спутников.
Системное проектирование начинается с анализа задач отраслей
народного хозяйства. Задачи систематизируются и классифицируются в
соответствии с требованиями, выдвигаемыми отраслями. Прежде всего учитываются
характер операции (наблюдение, измерение, передача информации,
производство, выработка энергии), которую должна проводить специальная
аппаратура спутника, затем уровень качества выполнения этих операций
(характеризуется разрешением на местности при наблюдении за Землей; опера-
Народнохозяйственные космические комплексы
■■' и ■
Рис. 4.8. Зависимость массы m команд- Рис. 4.9. Зависимость массы m источви-
но-телеметрической системы от массы ков питания и преобразователей энергии
т0 спутника от массы спутника т0
12.52+0,11 mn-0,I9-IO m.
500
1000
1500
т0,нг
Рис. 4.10. Зависимость массы бортовой
кабельной сети от массы т0 спутника
тивностью при наблюдении,
измерениях и передаче информации;
точностью при измерениях; объемом
при передаче информации). В
результате получаются группы задач с
однородным характером операций и
с близкими между собой требованиями по главным показателям.
Для каждой из групп задач с учетом особенностей их решения из
космоса (дистанционность при наблюдении, большие расстояния и скорости
относительного движения спутника и объектов при измерениях и передаче
информации, невесомость и вакуум для производства) проводится определение
возможных принципов построения специальной аппаратуры или
специального оборудования спутника. После этого на основе исходных данных по
ракетно-космической технике проводится синтез возможных принципов
построения космических комплексов для этих групп задач: состав
спецаппаратуры спутника или его спецоборудования, тип орбиты (круговая, эллипти-
Системное проектирование космических комплексов
169
-? ' — ' *—
чйская, солнечно-синхронная, стационарная) и ее основные параметры, число
спутников, характер их взаимосвязи при решении задач, состав наземного
специального оборудования. При этом учитывается специфика
возможностей спутников (значительность размеров наблюдаемых с космических
аппаратов областей Земли, регулярность орбитального движения, большой
диапазон возможных высот и т.д.) в удовлетворении основных требований
каждой из групп задач.
Информация о возможностях ракетно-космической техники позволяет
провести оценку основных технических параметров (масса спутника, высота
орбиты и ее наклонение, масса специальной аппаратуры спутника, число
спутников, состав наземных специальных средств), отдельных
составляющих космических комплексов, принципов построения. В совокупности со
сведениями о достижимых (к рассматриваемому времени создания
космического комплекса) характеристиках специальной аппаратуры спутников
или их специального оборудования это позволяет выделить из общего
состава задач те, которые могут быть решены полностью, частично или вовсе не
могут быть решены каждым из комплексов. Сравнительный анализ
комплексов по составу решаемых задач позволяет выделить предпочтительные
принципы их построения, обеспечивающие полное решение всех задач, а
также отказаться от дальнейшего рассмотрения тех из них, которые не
обеспечивают выполнение всех или большинства требований.
Следующий этап сравнения проводится по экономическому критерию —
затратам на создание, изготовление и разработку космического комплекса.
Затраты оцениваются для каждого из принципов подт-рбения,
обеспечивающих достаточно полное удовлетворение требований отраслей. Затраты на
комплексы, предназначенные для решения одинаковых групп задач,
сравниваются между собой. Если среди комплексов выделяются
некоторые,затраты на которые существенно (в несколько и более раз) превосходят затраты
на другие комплексы при сравнительно одинаковом удовлетворении
требований отраслей, то они из дальнейшего рассмотрения исключаются. Кроме
того, учитываются такие факторы, как степень преемственности элементов
комплекса, их отработанности, технологичности, наличии заделов и
подготовленности промышленности.
Таким образом, для дальнейшего более детального рассмотрения
оставляются космические комплексы, способные обеспечить достаточно полное
Удовлетворение требований рассматриваемой группы задач при
сравнительно малых затратах. Как правило, число таких комплексов, построенных
по различным принципам, для решения одной группы задач после
предварительного этапа сравнения на основе грубых оценочных расчетов не
превышает 3 ... 5.
Заключительным этапом внутреннего проектирования является
определение зависимости "работоспособность — стоимость" (R — Ск.к) для
каждого из рассматриваемых принципов построения народнохозяйственных
Народнохозяйственные космические комплексы 170
космических комплексов. Работоспособность (или техническая эффекта
ность) характеризует степень выполнения космическим комплексом.осно
ных требований отраслей: разрешения на местности для наблюдательна
космических комплексов, точности определения координат объектов дл
координатно-метрических, объема передаваемой информации для
информационных и т.д.
Стоимость Ск.к космических комплексов
V
Ск.к = 2 Cv, (4.9)
v
где Су - затраты на v-й элемент комплекса; V — число рассматриваемых
элементов комплекса.
Вместе с тем стоимость Ск.к комплекса можно рассматривать как
функцию его технических характеристик g1,..., g„, т.е.
Ск.к = CK.K(gu-,gp), (4.10)
где р — число технических характеристик комплекса.
Затраты на отдельные элементы комплекса также зависят от их
технических характеристик, число которых не более и. Поэтому в общем случае
можно записать
Су = Cyigi,...,gp), (4.11)
откуда с учетом соотношений (1.9) ... (4.11) следует
V
CK.K(gi,...,gp)= Ъ Cy(gl,...,gp). (4.12)
v=l
В процессе рассматриваемого этапа внутреннего проектирования
проводится анализ отдельных элементов комплекса н выявляются
закономерности их параметров, т.е. взаимосвязи между параметрами отдельных
элементов комплекса, при которых обеспечивается оптимальность их технико-
экономических показателей. Так, в части баллистических параметров для
наблюдательных космических комплексов закономерностью является
такая взаимосвязь элементов орбит, при которой обеспечивается
постоянство угла места Солнца над районами наблюдения.
Использование закономерностей позволяет заменить значительное число
неизвестных переменных постоянными величинами. Пусть такими исключен^
ными переменными будут первые из величин glr ..., g„ до индекса ?, т.е.
gi.-,gs-
Кроме того, выделим из общего числа и рассматриваемых параметров те,
которые характеризуют работоспособность комплекса. Пусть их индекс
начинается с е, т.е. выделим величины^ ..., gp.
Системное проектирование космических комплексов 171
I Тогда каждая из функций Cv(gi gp) может быть представлена в виде
i
I Cy(gl,...,gi_i,gi,gi+x,...,ge-l,ge,ge+V-'gp)' (4ЛЗ)
'>-*■-*■ i?
или CV(A, X, К ),
где A(gi, ..., g>) - вектор с известными постоянными компонентами;
X(gf+ i, ..., ge- i) - искомый вектор переменных величин; R(#e, —, gp) -
вектор, характеризующий работоспособность комплекса.
Выражение (4.12) в этом случае может быть записано в виде
Ск.к(А, X, R)= S CV(A, X, R). / (4-14)
v=l /
Путем декомпозиции космического комплекса на элементы (спутник,
специальная аппаратура, наземный комплекс управления и т.д.) и
последующего выявления закономерностей размерность вектора X может быть
существенно понижена и сведена к нескольким десяткагЦ. Это делает процесс
внутреннего проектирования обозримым и контролируемым на каждом
этапе. \\^
Зависимость "работоспособность - стоимость" (R = Ск^У~ыожно
построить, задаваясь различными значениями стоимости Ск.к космического
комплекса и определив компоненты вектора Xopt, при которых достигается
экстремальное значение одной из компонент (или определенной
комбинации нескольких из них) вектора R, характеризующего работоспособность
комплекса. Остальные компоненты фиксируются в соответствии с
требованиями (например, оперативность для наблюдательных и
координатно-метрических комплексов, качество передачи информации для информационных
комплексов).
Определение компонент вектора Xopt может быть проведено на
электронных вычислительных машинах (ЭВМ). При этом в зависимости от
сложности задачи и технических характеристик ЭВМ может быть использован
один из известных численных методов оптимизации: перебора, случайного
поиска, динамического программирования и т.д. После чего может быть
получена искомая зависимость "работоспособность - стоимость" в виде
C(R), на чем и завершается процесс внутреннего проектирования КК.
При ограниченных возможностях ЭВМ в части быстродействия и
оперативной памяти основная роль проектанта в процессе оптимизации
заключается в выявлении наибольшего числа закономерностей с тем, чтобы свести к
минимуму число компонент неизвестного вектора X. Здесь целесообразно
использование численных методов направленного поиска экстремума. С
расширением возможностей ЭВМ допустимо увеличение числа компонент
вектора X и потому работы по поиску закономерностей могут быть сокращены.
Народнохозяйственные космические комплексы \1
При безграничных же возможностях ЭВМ задача проектирования мож
быть решена без использования закономерностей на основе перебора все/
технических характеристикgt g„ для каждого из Ск.к.
Аналогичная работа по внутреннему проектированию отраслевых
технических средств (ОТС) в направлении синтеза принципов построения, оценки
технико-экономических показателей и предварительного сравнительного
анализа проводится в отраслях при выборе технических средств для работы
с космическим комплексом (см. рис. 4.4). Затем проводится оптимизация
параметров ОТС и построение зависимости работоспособность космического
комплекса — стоимость ОТС (R - Сот.с), т.е. каждому сочетанию основных
параметров R космического комплекса (такими же как и при внутреннем
проектировании КК) ставятся в соответствие затраты на ОТС различных
принципов построения.
Кроме того, в отраслях проводится оценка величины дополнительного
дохода (или полного экономического выигрыша Е) от использования
космического комплекса разной работоспособности R. В результате
определяется зависимость работоспособность космического комплекса —
экономический выигрыш (R — Е). Этим этапом заканчивается внутреннее
проектирование ОТС и космического комплекса.
На основе двух зависимостей внутреннего проектирования ОТС R -
— Сот.с, R - Е к зависимости работоспособность — стоимость (R - Ск.к),
полученной при внутреннем проектировании космического комплекса,
определяются зависимости работоспособность — стоимость (/? — С) и
работоспособность — прибыль (R - Р). Для этого в первом случае суммируются
затраты Ск.к и Сот.с> а в другом - вычитается их сумма из Е при
одинаковой работоспособности R космического комплекса.
Зависимости работоспособность — прибыль (R - Р) определяются
для различных комбинаций вариантов принципов построения космического
комплекса и ОТС. Те из них, которые при одинаковых R обеспечивают
наибольшую прибыль Р, принимаются за оптимальные принципы построения.
Этим завершается второй этап сравнительного анализа принципов построения
космических комплексов для решения одной из групп задач отраслей
народного хозяйства с требуемым качеством, характеризуемым вектором R.
Для всех принципов построения, в том числе и выбранного
оптимального по критерию Р, ранее при оптимизации проектных параметров были
определены компоненты вектора Хор искомых величин и вектора А
постоянных параметров из закономерностей, т.е. определены основные параметры
космического комплекса для обеспечения требований по
работоспособности R.
В ряде случаев выдвигаемые отраслями задачи с экономической точки
зрения нерационально решать с помощью космических средств, так как
затраты на их решение превышают экономический выигрыш. Кроме того,
ряд задач опять же неэкономично решать полностью космическими средст-
Системное проектирование космических комплексов
173
вами, т.е. удовлетворять все требования отраслей. Целесообразный уровень
полноты решения задачи космическими средствами может быть определен
в результате системного проектирования космического комплекса и
отраслевых технических средств с учетом затрат на космический комплекс и ОТС,
экономического выигрыша£" от отраслей народного хозяйства и возможного
уровня финансирования на космические средства.
Зависимости R - С и R — Р позволяют определить зависимость
прибыль — стоимость (Р- С), т.е. связь между затратами на космический
комплекс и отраслевые технические средства и ожидаемую прибыль для
оптимальных принципов построения космического комплекса и ОТС. На основе
зависимости Р — С можно выбрать уровень затрат С, при котором
обеспечивается наибольшая величина прибыли. \
Может оказаться, что величина требуемых затрат С для обеспечения
максимальной прибыли превосходит возможный уровень финансированиях
на космический комплекс рассматриваемого назначения. В этом случае
целесообразно использовать при определении параметров космического
комплекса и ОТС верхний уровень финансирования.
Таким образом, зависимость Р - С в совокупности с уровнем
финансирования и результатами внутреннего проектирования космических
комплексов и отраслевых технических средств позволяют определить технические
требования к космическим комплексам и ОТС и тем самым завершить
системное проектирование космического комплекса для каждой из групп
задач народнохозяйственных отраслей.
5
Исследование
природных ресурсов
Земли, контроль
окружающей среды
и наблюдение
за метеорологическими
процессами
Высокая оперативность наблюдения с ИСЗ дает возможность объективно
оценивать запасы быстроменяющихся природных ресурсов, как например,
запасы снега и растительной массы пастбищ; определять состояние посевов
и лесных массивов; обнаруживать возникновение и развитие таких опасных
природных явлений, как наводнения, лесные пожары, ураганы, циклоны;
выявлять загрязнение природной среды. Все это позволяет существенно
повысить эффективность народнохозяйственных отраслей за счет
своевременного принятия мер по рациональному использованию природных
ресурсов.
5.1. ЗАДАЧИ И ТРЕБОВАНИЯ
Эффективность народнохозяйственных отраслей, таких как сельское,
водное, лесное, рыбное хозяйство, геология, нефтяная и газовая
промышленность, существенно зависит от изученности и рационального
использования природных ресурсов Земли. Наблюдение с космических аппаратов
вследствие большой высоты полета, скорости и регулярности орбитального
движения обладает по сравнению с традиционными методами исследования
земных ресурсов широкой полосой захвата, высокой периодичностью
обзора, оперативностью доставки информации, возможностью наблюдения
труднодоступных районов, низкой удельной стоимостью съемки единицы
площади. На каждое обновление информации о запасах природных ресурсов в
масштабах нашей страны отрасли затрачивают от 3-х до 10-ти лет, и это
обновление является недостаточно полным как по охвату исследуемых территорий,
так и по качеству получаемой информации, что заметно снижает
эффективность многих народнохозяйственных отраслей. Космические средства
позволяют получать высококачественную информацию и сократить время ее
обновления до нескольких недель. Высокая информативность наблюдения
с ИСЗ дает возможность быстро и объективно оценивать запасы
быстроменяющихся природных ресурсов (запасы снега, растительной массы пастбищ
и т.д.), состояние посевов, лесных массивов, возникновение и развитие
опасных природных явлений (наводнений, лесных пожаров, ураганов,
циклонов), загрязнение природной среды, что позволяет существенно повысить
эффективность народнохозяйственных отраслей за счет своевременного
принятия мер по рациональному использованию природных ресурсов и
предотвращению ущерба.
В сельском хозяйстве на основе космической информации будут
решаться задачи прогноза урожая, оценки состояния сельскохозяйственных культур
и качества агротехнических и агрохимических мероприятий; оперативного
контроля использования сельхозугодий, выявления и определения масштаба
водной и ветровой эрозии земель; ранней диагностики заболеваний и
определения площадей культур, пораженных вредителями, болезнями, сорняками;
оценки запасов биомассы и продуктивности пастбищ, качества агромелио-
Народнохозяйственные космические комплексы
176
ративных мероприятий, размеров площадей, охваченных стихийными
бедствиями.
Традиционные методы не в состоянии обеспечить решение этих задач с
требуемой полнотой охвата сельскохозяйственных угодий и
оперативностью, в то время как космические снимки потенциально несут необходимую
для решения таких задач информацию о состоянии посевов, температуре
и влажности почвы, использовании сельскохозяйственных угодий, запасах
растительной массы на пастбищах, дислокации сельхозтехники, темпах
проведения посевных и уборочных работ и т.д. Использование космических
данных позволяет планирующим и исполнительным органам на местах
принимать своевременные и эффективные меры по наилучшему проведению всех
видов сельхозработ.
В области геологии использование особенностей проведения
наблюдений из космоса, таких как охват космическими снимками больших
территорий и способность проводить изучение известных и выявление новых
геологических образований, позволяет эффективнее решать геологические задачи,
направленные на укрепление материально-сырьевой базы страны, особенно
геологическое картирование и определение участков, перспективных для
поиска нефти, газа и других полезных ископаемых. Экономический эффект
при этом определяется не только повышением качества и
производительности геологических работ, то и более быстрым открытием новых
перспективных месторождений полезных ископаемых. Применение материалов
космических съемок уже в настоящее время позволило уточнить геологическое
строение ряда нефтегазоносных районов страны и выделить несколько сотен
геологических образований, которые отождествляются с перспективными
для поиска нефти и газа структурами. С помощью космической информации
уточнено положение ряда нефтегазонакоплений в Прикаспии, Средней Азии и
Западной Сибири. Использование космической информации позволяет
увеличить без дополнительных затрат объемы геологического картирования,
ускорив тем самым народнохозяйственное освоение новых районов,
главным образом, Сибири и Дальнего Востока.
Традиционные средства изучения лесных массивов и контроля их
состояния с 10-летней периодичностью обладают низкой оперативностью и
большой трудоемкостью. Космическая информация позволяет решать эти
задачи с минимальными затратами и в короткий срок. На снимках ИСЗ хорошо
различаются хвойные и лиственные породы деревьев, гари и вырубки,
участки распространения насекомых-вредителей и другие факторы, необходимые
для оценки и контроля состояния лесного фонда. Наблюдая с высоты полета
ИСЗ за очагами и дымовыми шлейфами лесных пожаров, можно с
наивысшей оперативностью принимать меры по их тушению.
Основной областью использования космической информации в водном
хозяйстве и мелиорации является создание картографических материалов
мелиоративного направления для обоснования технических решений проек-
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 177
тируемых мелиоративных и водохозяйственных объектов, почвенно-мелио-
ративного, гидрогеологического, инженерно-геологического и специального
геоморфологического районирования, а также карт современного
использования мелиоративного фонда. С помощью космической информации
возможно осуществлять контроль за загрязнением таких морей, как Каспийское,
Черное, Азовское и Балтийское. Использование материалов космических
съемок для получения информации в интересах Министерства водного
хозяйства СССР дает возможность в 2 — 3 раза снизить объем затрат на
полевые работы.
Основными научными проблемами изучения земных ресурсов из
космоса являются определение совокупности признаков, по которым природные
объекты различаются между собой, разработка способов их наблюдения со
спутника и методов обработки и последующего распознавания космической
информации. Сложность этой проблемы обусловлена многообразием
природных объектов (десятки тысяч), фаз их состояний (десятки фаз) и слабой их
различимостью во многих случаях между собой. Кроме того, процесс
распознавания существенно затрудняется нестабильностью атмосферы
(запыленностью, колебаниями температуры и влажности, турбулентностью), а
также облачностью и различием условий солнечной освещенности в моменты
съемок. Для решения этой проблемы одновременно с космической ведется
съемка с самолетов и наземные наблюдения характерных участков Земли.
При этом наземные наблюдения дают достоверные данные о природных
объектах, аэроснимки представляют изображения исследуемых участков
с минимальными искажениями за счет атмосферы. Совокупность
полученных данных при различных условиях служит основой для разработки
методов обработки космической информации и распознавания природных
объектов. Она анализируется во многих НИИ АН СССР и отраслей народного
хозяйства.
Основными техническими проблемами являются создание бортовой
аппаратуры и специализированных космических комплексов, обеспечивающих
ее нормальную работу с необходимой высоты орбиты с требуемой
периодичностью обзора, и решение сложной задачи по выведению спутников на
солнечно-синхронные орбиты с наклонением около 100°, использование
которых обеспечивает наблюдение природных объектов при одних и тех же
условиях солнечной освещенности.
Использование спутниковых данных об облачности и таких
характеристиках атмосферы, как температура, влажность, давление и других
метеопараметрах, значительно повышает качество прогнозов погоды. Сведения
о погоде, развитии опасных природных явлений (циклонов, заморозков,
наводнений), ледовой обстановке в Арктике и Антарктике, состоянии
морской поверхности, полученные с метеоспутников, используются для
обслуживания трансконтинентальных и внутрисоюзных полетов
гражданской авиации, торговых и пассажирских судов в открытом океане. При этом
Народнохозяйственные космические комплексы 178
существенно повышаются надежность полетов, безопасность мореплавания
и достигается экономия ходового времени.
Космические комплексы наблюдения за Землей дают возможность в
глобальном масштабе с высокой оперативностью определять расположение
и физическое состояние объектов и процессов, происходящих на суше, в
океане и в атмосфере. Перечень решаемых задач приведен в табл. 5.1. Здесь
же названы заинтересованные отрасли и содержатся .данные о габаритных
размерах исследуемых объектов и процессов и требуемой периодичности
наблюдения, при которой обеспечивается достаточно полное (более 90 %)
решение каждой из задач.
Картографическая основа позволяет определять положение объектов
на земной поверхности. Она представляет собой совокупность
топографических карт различного масштаба (1 : 10000; 1 : 25 000; 1 :50000; 1 : 100000).
Карты используются при проведении работ на поверхности Земли
(ирригационных, землеустроительных, транспортных, строительных и т.д.), а также
в качестве основы при составлении тематических карт (геологических,
геоботанических, почвенных). Наименьший размер определяемых объектов
(поля, леса, овраги, реки) зависит от масштаба составляемой карты и может
колебаться от 5 м для карт масштаба 1 : 10000 до 50 м для карт масштаба
1 : 1000000. Время обновления картографической основы определяется
интенсивностью изменения поверхности Земли, связанной как с
естественной эволюцией, так и с деятельностью человека. В среднем оно составляет
примерно 10 лет.
Берега, отмели и мелководные участки шельфа требуют более частого
наблюдения (примерно 1 раз в год) в связи с их сравнительно большой
изменчивостью. Решение этой задачи важно для геологии и транспорта. Отмели
и шельфовые зоны являются наиболее удобными районами океана для
поиска и разработки полезных ископаемых; топографические карты этих
районов позволяют правильно планировать и проводить эти работы.
Береговая линия, отмели и мелководные участки шельфа представляют
собой навигационные опасности для водного транспорта, и картирование
необходимо для составления лоций.
При определении мест, наиболее перспективных для поиска полезных
ископаемых, исходной информацией служат данные о геологическом
строении Земли. Это прежде всего информация о форме и минеральном составе
поверхностного слоя Земли и результаты прямых и косвенных
исследований глубинных слоев. Полнота и достоверность этих сведений во многом
определяют достоверность прогнозов, а следовательно, и эффективность
разведывательных работ. Данные о минеральном составе дают возможность
определить выходы пластов полезных ископаемых на поверхность Земли,
наиболее ценных месторождений с точки зрения простоты их разработки.
Минеральный состав поверхностного слоя совместно с топографическими
картами позволяет уточнить геоморфологические данные об эволюции по-
Продолжение табл. 5.1
№по
пор.
Задачи
--
8 Измерение площади
и динамика снежного и
ледового покровов
ч
9 Измерение осадков.
Прогноз стока талых вод
10 Обнаружение
крупных зон осадков
11 Инвентаризация
водных источников, оценка
запасов воды ^'
Отрасли
Водное
хозяйство
Мелиорация
Гидроэнергетика
Строительство
Водное
хозяйство
Мелиорация
Строительство
Гидроэнергетика
Метеорология
Водное
хозяйство
Мелиорация
Гидроэнергетика
Строительство
Водное
хозяйство
Мелиорация
Гидроэнергетика
Характерный
размер
объекта,
м
100
100
105
\
10
,^-Д.
Периодичность
наблюдения
7 сут
7 сут
0,25 сут
15 сут
Требуемое число
спектральных областей
электромагнитного излучения
видимая
ИК
свч
РЛ
1 1 11
1 - 1 -
3 2 6 1
- 2 1
^^^^^^^^^^^^^
Разрешение на местности, м
видимая
ИК
СВЧ
•
РЛ
30 50 100 100
20 - 100
310* 310* 310* -
5 5 10 -
^^ашлштлаЛ^^^шшш^^^^^^
12 Обнаружение
источников подземных вод
13
14
15
16
17
18
19
Инвентаризация
урожая
Прогнозирование
урожая
Оценка вегетации и
продуктивности пастбищ
и других угодий
Инвентаризация
лесных массивов
Планирование городов
Планирование
транспортных сетей
Планирование
землепользования
20
21
Определение
состояния моря, выделение зон
сильного волнения и
штормов
Наблюдения за
ледяными полями, айсбергами,
трещинами, разводьями
Водное
хозяйство
Мелиорация
Сельское
хозяйство
Строительство
Сельское
хозяйство
Сельское
хозяйство
Сельское
хозяйство
Лесное
хозяйство
Лесное
хозяйство
Строительство
Транспорт
Сельское
хозяйство
Лесное
хозяйство
Мелиорация
Строительство
Транспорт
Гидроэнергетика
Транспорт
Транспорт
500
10 сут
200 200 300
100
50
30
200
60
30
60
10*
100
15 сут 4
30 сут 4
15 сут 4
0,5 сут
5 сут
20
20
10
40
20
15
20
30
30
30
50
-
30
60
-
50
-
-
-
-
_
-
50
-
-
-
-
_
5-Ю3 5-10» 5 -10э
1 30 50 50 30
Продолжение табл; 5.1
№по
пор.
22
23
24
25
26
27
_ж
Задачи
Обнаружение и
контроль загрязненных водных
поверхностей
Обнаружение и
контроль загрязнения
поверхности суши
Обнаружение и
контроль загрязнения
атмосферы
Предупреждение и
наблюдение за пожарами,
половодьями,
наводнениями, пылевыми бурями,
селями, лавинами
Выявление
заболеваний и вредителей
растительности
Обнаружение
извержений вулканов и
наблюдение за последствиями
землетрясений
Отрасли
Охрана
окружающей
среды
То же
Сельское
хозяйство
Лесное
хозяйство
Водное
хозяйство
Мелиорация
Гидроэнергетика
Строительство
Транспорт
Сельское
хозяйство
Лесное
хозяйство
Охрана
окружающей
среды
Характерный
размер
объекта,
м
10'
5-10'
10*
100
200
300
Периодичность
наблюдения
1 сут
1 сут
1 сут
0,5 сут
15 сут
0,5 сут
Требуемое число
спектральных областей
электромагнитного излучения
видимая
ИК
СВЧ
РЛ
5 4 4-
5 4 4-
5 4 - -
4 2 2 1
4 2 - -
111 —
Разрешение на местности, м
видимая
ИК
СВЧ
300 300 500
200 300 300
5-10' 5103
30 50 50
50 50
100 100 150
мт т
РЛ
—
50
28
29
30
31
32
33
34
35
36
37
38
39
40
41
42
Наблюдение за типом Метеорология
облаков:
перистыми
высококучевыми
слоисто-кучевыми и
кучевыми
ку чево-до ждев ыми
4000
200
500
800
1500
Изучение структуры То же
облачных систем средних
размеров:
полосной
ячеистой
спиралевидной
Изучение элементов
облачных структур
крупных размеров:
фронтальной
облачности
облачных спиралей
циклонов
облачность струйных
течений
Изучение циклонов "
Изучение вертикаль- "
ного профиля температуры
атмосферы
Изучение температур- "
ного портрета поверхности
Земли
Изучение вертикаль- "
ного профиля влажности
5000
20000
30000
100000
100000
400000
450000
300
300
300
0,25 сут
0,25 сут
0,25 сут
0,25 сут
0,25 сут
0,25 сут
ОД 5 сут
0,25 сут
0,25 сут
0,25 сут
0,25 сут
0,25 сут
0,5 сут
0,5 сут
0,5 сут
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
8
1
12
10'
50
100
250
500
10»
510'
ю4
30-10'
35-10'
10«
12-10'
-
-
500
30
50
150
400
500
410'
7-10'
1510'
20-10'
5010'
6-10'
10»
10а
10'
10'
Народнохозяйственные космические комплексы
184
верхности Земли в результате деятельности ледников, морских течений,
рек, водной и ветровой эрозии. Они служат указанием при определении
мест поиска большого числа полезных ископаемых. Формирование
полезных ископаемых происходило в основном вблизи разломов и трещин в коре
Земли. Поэтому информация о тектонической структуре поверхности
весьма важна при планировании поисковых работ.
Почвенные карты являются основой при планировании посевных и
посадочных работ в сельском и лесном хозяйствах. В водном хозяйстве и
мелиорации сведения о почвах также учитываются при проектировании и
эксплуатации гидросооружений. Информация об эрозии почв необходима для
разработки и реализации мер по ее устранению. Температура и влагосодер-
жание почв во многом определяют время посадки, темп созревания и пред-.
полагаемый урожай. Кроме того, эти данные используются в мелиорации
при определении режима полива.
Снежный и ледовый покров составляют запас воды, который в весеншг
и летний периоды идет на увлажнение почвы, заполнение водохранилищ и н
сток в озера и моря. Темп изменения этого запаса во многом влияет на то,
сколько воды останется в почве, сколько будет сохранено в
водохранилищах и сколько ее бесполезно утечет в море. Это, в свою очередь, определяет
режим работы сельского хозяйства, мелиорации, водного хозяйства и
гидроэнергетики. При очень бурном таянии возможны наводнения, что учитывает
ся в строительстве как при проектировании сооружений, расположенны
вблизи мест наводнений, так и при их возведении и эксплуатации. При огра
ниченности запасов пресной воды для водного хозяйства, мелиорации и эне;~
гетики необходим точный перечень водных источников с указанием их мес*
тонахождения и режима функционирования. Это позволяет планировать ме
роприятия по рациональному расходованию водных запасов. В засушливых
районах важна информация о подземных водах. Место ее нахождения, глу'
бина залегания и запасы необходимы для водного хозяйства, мелиорации,
сельского хозяйства и строительства. Учитывая малую изменчивость запасов
подземных вод, интервал между наблюдениями может составлять 10 лет.
Данные о развитии растительности (вегетации) необходимы в сельском
и лесном хозяйствах для оценки продуктивности пастбищ и других угодий.
Особенно важны эти данные при прогнозировании урожая, где учитывается
комплекс факторов, включая влажность и температуру почвы, прогноз
осадков и температуру атмосферы. \
Составление описи (инвентаризация) урожая необходимо при
прогнозировании запасов продовольствия и для разработки мероприятий
по.эффективному сбору и сохранению урожая. Инвентаризация лесных массивов
позволяет оценить запасы древесины и определить пути ее рациональной
вырубки.
Результаты наблюдения из космоса помимо информативности и
оперативности обладают большой объективностью и обозримостью. Поэтому кос-
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 185
мическая съемка может быть использована для получения фотокарт городов
и транспортных сетей, подверженных сравнительно большой изменчивости.
Такие фотокарты необходимы для оценки их состояния и планирования
развития. Кроме того, могут регулярно определяться границы лесных
массивов, водных поверхностей, зон пустынь, травянистых, кустарниковых и
лесных зон. Вся эта информация об естественных и искусственных объектах
на поверхности Земли служит основой для с^гщццащш рационального
землепользования. г ^"\.
Информация о состоянии моря необходима морскому флоту. Она
позволяет выбрать оптимальный маршрут для перехода в место назначения.
Определение зон сильного волнения и штормов позволяет морским кораблям
составить свой маршрут так, чтобы избежать попадания в них. Также крайне
важна для морского транспорта информация о местонахождении айсбергов
и ледяных полей. Для ледокольного флота необходимы данные о трещинах
во льдах и о разводьях, что облегчает проводку судов.
Обнаружение источников загрязнения биосферы с целью
обезвреживания и ликвидации последствий их деятельности является одной из главных
задач служб охраны окружающей среды. Для внутренних водоемов это,
например, тепловое и химическое загрязнение от стоков промышленных
предприятий; для морей и океанов — химическое и механическое
загрязнение от катастроф транспортных судов, аварий на танкерах, судах и
нефтепромыслах и от сбросов промышленных отходов; для поверхности суши и
атмосферы — химическое и механическое загрязнение отходами
промышленного производства. Успех ликвидации источника загрязнения и последствий
во многом определяется оперативностью получения соответствующих
данных. Поэтому к системам наблюдения предъявляются высокие требования
по оперативности получения информации (порядка 1 сут.). Еще большая
оперативность требуется при наблюдении за катастрофическими явлениями:
пожарами, селями, лавинами, половодьями, наводнениями, пылевыми
бурями.
Лесные пожары в начальной стадии могут быть остановлены. Однако
разросшийся пожар (через сутки и более) ликвидировать очень трудно, а
иногда и практически невозможно. Поэтому оперативность их обнаружения
не должна быть ниже 0,5 сут.
Информация о зарождениях селевых потоков и снежных лавин
позволяет принять меры по защите от их действия. Предупреждение о половодье,
наводнении и пылевой буре дает возможность подготовиться к ним и тем
самым уменьшить разрушительные последствия.
Скорость распространения заболеваний растительности существенно
меньше, чем, например, скорость распространения фронта лесного пожара.
Поэтому здесь допустима меньшая оперативность наблюдения (до 15 сут).
Однако обнаружение очага зарождения заболевания и вредителей столь же
важно для сельского и лесного хозяйств, как и обнаружение пожаров, ибо
это позволяет локализовать очаги и ликвидировать их.
7- 1391
Народнохозяйственные космические комплексы
186
С извержением вулканов связано загрязнение суши, моря и атмосферы
от истекающей лавы и вылетающего пепла. Наблюдение за процессом
извержения позволяет определить направление и масштабы загрязнения и
планировать мероприятия по сокращению ущерба от него.
Наблюдение за последствиями землетрясений (район и характер
разрушений) позволяет оперативно и действенно принять меры по ликвидации
последствий и оказанию помощи пострадавшему населению.
5.2. ФИЗИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ
ИССЛЕДОВАНИЯ ПРИРОДНЫХ РЕСУРСОВ ЗЕМЛИ
Для дистанционного наблюдения за Землей может быть использовано;
электромагнитное излучение, магнитное и гравитационное поля (табл. 5.2).
Электромагнитное излучение может использоваться в оптической части
спектра: ультрафиолетовом (УФ), видимом, ближнем инфракрасном
(БИК), среднем и дальнем инфракрасном (ДИК) диапазонах, а также в
радио диапазонах (СВЧ и KB).
Спектральный диапазон
у- диапазон
рентгеновский
ультрафиолетовый
Вводимые
фиолетовый
синий
голубой
зеленый
желтый
оранжевый
красный
Инфракрасные
ближний инфракрасный
средний инфракрасный
дальний инфракрасный
СВЧ (сверхвысокочастотные)
радиодиапазоны
миллиметровый
сантиметровый
дециметровый
метровый
Радиодиапазоны
короткий
средний
длинный
Длина волны
менее 10"8 см
lO"" ... 10-3 мкм
lO"2 ...0,35 мкм
0,35 ... 0,45 мкм
0,45 ... 0,48 мкм
0,48 ... 0,50 мкм
0,50 ... 0,56 мкм
0,56 ... 0,59 мкм
0,59 ... 0,62 мкм
0,62 ... 0,76 мкм
0,76 ... 3 мкм
3 ... 6 мкм
6 ... 100 мкм
1 ... 10 мм
1 ... 10 см
1 ... 10 дм
1 ... 10 м
10 ... 100 м
100... 1000 м
более 1000 м
5
X
о
и
2
а
8
а
S
о
о.
н
в
о
S
я
п(
В
Я
п(
О.
U
и
ь
с
а
и я
S Й
03 S
I
о.
в
S
о
о
X
о
ю
о.
о
н
О. й
m
в Я "
s !"§
и и е
ев _св О
о. о.
§ U *
U О д
н я о
й 2 s
й У tf
ев ев U л i-ч та
£ £ в и озо»
X
Й
5
о
Мног
5
х
к
3
X
траль
а
£
а
н
Is
8,
Спек
и
« *
2 gi
3"§
я 9
В о.
о
its
S
о
а
н
с
О
ев О.
Si
ill!
s S.Sr 8б
о
Е
>.
о.
а
о
Е
>.
а
2 S-g
-3 S S о |
S о х н 5»
II
енны
5
>.
е
аг
е»
Л
1
к
ь пол
в
о
X
X
о
*
«
о.
с
Я g>
й £ Ез
з с g
н в о
о £5
К, u Ч
X д О U
в.? Ея
§sh
,2 о к и
С с я ч
о ЕЕ
о о m
С х s
о.
U
О
о
С
S «
В S
5 я в
ч о й-
та ID та
со о а
S5
И
£8.
в х
о
8.S
о g
ч
в&
I-
сз а
о. s ■
1 g s.
S
°-i
2 & о
© ю о.
к
о
и
о
о.
С
Й
ее д
о. §
(- с
5 3
S с
I!
§ в
и о
2 "*
с
U,
S
8
S
S
о
m
U.
IO
о
X
п
(U
Г)
«
!D
=1
о
о.
с
X
Я
X
я g
я §
ап
О 5
Я°
ь Й
eg-
й Я
tD
О в
Si
U Я
5-°
В 9
X
в
&f
>< о * с
«I н £ Л
s = я о
Ю О g Н
О х а с:
2
а
о
с
п.
о
о
о
U
ч
ш
л
m
я*
О
с
£
Я t,
В Я
3
и
о
ш
§
я
£
В §
S <D
° S
О X
s я
о К
О о
й g-
° 8
о 2
S я я
о К с
2 >•*
g a 3
Л Й J
S. = «
Р) Ю о
о.О о.
-8
с
о о
о X л
& s i i s §
5 s s ° к §
и >.» • • S
^ £
fi <D
О fi
о. a
Я
* я
x S
£*§
x
Э
il
Я В
!
a" £ •&
£gO
>• 3 S
•9*10 н
1 я
н
: «
я
а к
К 3
tD tD
; «3 й
- 5
л о
5 о
S §
* _
О. (D
(D О
Ш R
2 о.
я н
Я О tD
tD
2 н g.
& о. а
>. a n
Й 3
' -0 Э
1 £ 2?
:&g
ь я
5 S °
J О О
X о с
II
Природные ресурсы Зем/гй,окружающая среда и метеорологические процессы 189
При наблюдении в оптическом диапазоне на спутнике принимается
отраженное солнечное излучение от объектов, прошедшее через атмосферу.
Поэтому наблюдение в этом диапазоне возможно в дневное время (при высоте
Солнца более 1(0 ... 30°) и притом объектов, не прикрытых для спутников
облаками. Кроме того, учитывая свойства электромагнитного излучения
особенно ультрафиолетового и видимого диапазонов, наблюдать можно за
объектами и процессами, находящимися на поверхности Земли и не закрытыми
никакими твердыми предметами (листьями деревьев, травой, пылью,
снегом, льдом и т.д.).
Вместе с тем в этом диапазоне спектра возможно получение
видеоизображений большой информативности (высокое пространственное и
фотометрическое разрешение при достаточно большой ширине обзора) с помощью
разнообразной аппаратуры (фотографической, телевизионной и
спектрометрической), обладающей сравнительно малыми массами. Поэтому аппараты
оптического диапазона нашли широкое применение при наблюдении за
Землей из космоса и решении ряда задач народного хозяйства.
Дальний инфракрасный диапазон спектра электромагнитного излучения
позволяет наблюдать за объектами, используя для этого их собственное
радиационное излучение. Наилучшим временем наблюдения является ночь,
когда наименьшим образом влияют помехи от нагретых Солнцем наземных
объектов (объекты не должны быть прикрыты облаками). При этом могут
быть выявлены не только объекты, находящиеся на поверхности Земли, но
и те, которые имеют некоторое заглубление под поверхностью.
Наблюдение за объектами в радиодиапазоне свободно от влияния
облачности и времени суток. Это определяет возможность широкого
использования радиодиапазона для оперативного наблюдения при неблагоприятных
метеорологических условиях и наблюдения за областями Земли с
недостаточной освещенностью (приполярные области).
Сверхвысокочастотный (СВЧ) диапазон спектра позволяет получить
радиолокационное изображение (радиолокационный портрет) поверхности
Земли, удобное для визуального восприятия и весьма информативное.
Однако аппаратура СВЧ требует мощных источников энергии для
генерирования зондирующих импульсов и антенных устройств значительных
габаритных размеров и масс. СВЧ-диапазон дает возможность обнаруживать и
несколько заглубленные природные образования, которые сами генерируют
излучение в этом диапазоне. Применение сканирующих радиометров
позволяет получить радиометрический портрет в СВЧ-диапазоне наземных
сюжетов. Многоспектральная съемка дает возможность получать синтезированные
Цветные изображения. Радиолокация в СВЧ-диапазоне по направлению
местной вертикали позволяет определить высоту полета спутника относительно
рельефа суши и поверхности океана. И, наконец, радиолокация в нескольких
направлениях относительно местной вертикали и трассы полета дает
возможность, используя СВЧ-диапазон, выявлять несимметрию формы водной
поверхности, а по ней балльность волнения, направление и скорость ветра.
Народнохозяйственные космические комплексы 190
Более длинные радиоволны позволяют в принципе построить
радиолокационную систему для зондирования глубинных образований Земли. Глубина
зондирования тем больше, чем больше длина волны зондирующего импульса.
Наземные объекты по разному отражают электромагнитное излучение
Солнца. Кроме того, разница яркостей отраженного излучения двух
различных объектов может существенно изменяться при переходе от одного
диапазона длин волн к другому. При малом числе исследуемых объектов (вода,
снег, растительность, пустыни, горы) допустимо использование одного
узкого диапазона или всего видимого. С ростом числа объектов необходимо или
повышать количество градаций измерения яркости в пределах одного
диапазона (точность измерения яркости), или же увеличивать число диапазонов,
в которых ведется наблюдение. В последнем случае отождествление
проводится по совпадению яркостей с каталожными во всех используемых
диапазонах, что существенно расширяет измерительные возможности системы.
Так, если каждый из диапазонов имеет десять градаций по яркости, то
использование одного из них позволяет (только по фотометрическому
признаку) отождествить десять различных объектов; два диапазона — сто
объектов, три диапазона — тысячу и т.д. Проведенные исследования на основе
наземных, самолетных и космических измерений показали, что при
современном уровне точности измерения яркостей, допустимой узости спектра
наблюдения, числе исследуемых объектов и процессов, а также фаз их состояния
целесообразно использование четырех — шести диапазонов видимой области,
трех для инфракрасной, четырех - шести для СВЧ и одного - двух в
радиодиапазоне.
Измерение со спутников параметров магнитного поля Земли дает
возможность уточнить представление о происходящих в недрах Земли
физических процессах и геологическом строении глубинных слоев. Гравитационное
поле отражает распределение масс в теле Земли. Спутниковые методы
позволяют уточнить параметры гравитационного поля Земли, что способствует
уточнению ее геологического строения.
При создании картографической основы необходимо опознать наземные
объекты, определить их геометрическую форму в плане и по высоте,
получить координаты отдельных элементов этих объектов и затем нанести эту
информацию в какой-либо картографической проекции на карту в виде линий,
соответствующих одинаковой высоте местности. Размер опознаваемых и
затем наносимых на карту природных объектов зависит от масштаба
создаваемой карты и составляет для рассматриваемого круга задач в среднем 50 м.
Опознавание объектов может быть проведено по геометрическим признакам
(форме, размерам) и поэтому для съемки может быть использована'черно-
белая пленка, что упрощает требования к светотехническим
характеристикам оптики фотоаппарата, упрощает обработку пленки, уменьшает ее
стоимость, и, наконец, самое главное — позволяет получить наибольшее
разрешение по сравнению с другими видами пленок (цветных, спектрозональных,
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 191
многоспектральных). Надежное отождествление (с вероятностью, большей
0,9) фрагментов изображения, полученного на пленке, с объектами
местности достигается при использовании фотоаппаратуры, обеспечивающей
разрешение на местности (условная величина, соответствующая ширине
чередующихся черных и белых полос на поверхности Земли, которые могут быть
различимыми на фотоизображении) около 10 м.
Точность определения положения объектов по топографическим картам
должна составлять десятки метров, и она тем выше, чем крупнее масштаб
карты. Это предопределяет высокие требования к геометрической точности
работы аппаратуры наблюдения, ее местоположению на орбите в момент
наблюдения и угловой ориентации оптической оси или линии визирования
аппаратуры. Геометрическая точность аппаратуры наблюдения зависит от
качества приемного устройства (объектива, антенны), от точности установки
приемного устройства относительно чувствительных элементов (пленки,
мишени видикона) и метрических характеристик этих чувствительных
устройств (подверженность деформации в процессе наблюдения или при
последующей работе, точность их изготовления). К элементам аппаратуры
наблюдения, используемой при создании картографической основы,
предъявляются высокие требования. Обычно это топографические фотокамеры,
использующие малодеформируемые фотопленки. Координаты объекта
определяются измерением его положения относительно изображений пунктов с
известными координатами. Определение координат этих пунктов проводится
заранее на основе геодезических методов (обычных или космических). Если
в пределах кадра не оказывается такого геодезического пункта, то
используются объекты, координаты которых могли быть определены по
изображению, где такой геодезическш пункт оказался. Для этого снимки делаются
с перекрытием по площади. \
Шестидесятипроцентное перекрытие позволяет проводить
стереоскопическую обработку изображений. В этом случае используется свойство зрения
видеть объемно сюжет, если его изображения получены с двух точек и
каждый глаз может видел^их раздельно. Объемное видение позволяет
определить не толькв_ребметрические размеры в плане, но и измерить высоту
отдельных точек объектов. Шестидесятипроцентное перекрытие обычно
проводится вдоль машрута съемки. Перекрытие маршрутов съемки составляет
около 10 % и преследует цель более точно увязать взаимное положение
объектов наблюдения.
При наблюдении объектов на фоне водной поверхности, где нет опорных
пунктов, для определения координат используется информация о
координатах спутника в момент наблюдения и его угловой ориентации относительно
Центра масс в пространстве. В совокупности с данными об углах установки
прибора наблюдения относительно осей спутника и направления линии
визирования наземный объект — приемное устройство аппаратуры наблюдения
вся эта информация позволяет вычислить координаты наблюдаемого объекта.
Народнохозяйственные космические комплексы
19:
Отмели и мелководные участки имеют слабый контраст относительна
водной поверхности, что затрудяет их выявление и исследование. Степень
контрастности зависит от состояния водной поверхности (волнения), толщи!
ны водного слоя над исследуемыми объектами, прозрачности воды, ее цвет!
ности и цветности отмелей и шельфов. Различие цвета воды и дна увеличи'*
вает контрастность его изображения. Наилучший в этом смысле результат'!
достигается при использовании изображения, полученного в узком диапазо-;
не спектра видимой области света, соответствующего примерно цвету
донного образования. Отраженное излучение от поверхности воды и дна в других
диапазонах не несет практически полезной для дешифрирования информации
о донных образованиях (из-за малой контрастности) и служит как бы ■
шумом полезного сигнала одного диапазона. Поэтому на черно-белом
изображении полезный сигнал может быть забит шумом и такое изображение не
позволит опознать и исследовать отмели и шельфы. Учитывая большое
разнообразие возможных сочетаний цвета воды и дна, целесообразно использование
для наблюдения примерно пяти диапазонов. С
Выявление мест разломов, трещин и сдвигов земной поверхности затруд!
нено их малыми поперечными размерами и стертостью границ за счет дей*
ствия внешних разрушающих факторов (ледники, вода, ветер) и маскирую-'
щего влияния растительности. На снимках эти элементы часто проявляются
в виде отдельных слабо заметных полос небольшой протяженности или
совокупности точек. Однако значительная длина трещин и разломов (сотни и
тысячи километров) и их прямолинейность дают возможность по отдельным
штрихам и точкам опознать эти важные объекты. На аэроснимках,
содержащих сюжеты малых размеров, могут получаться изображения только одной
полосы или ее части, одной или нескольких точек. Изображение более
крупного сюжета, полученное монтажом из отдельных снимков, может не
содержать этих линий и точек из-за погрешностей монтажа, связанных с различием
по освещенности и времени года при фотографировании сюжетов, с
отклонениями в режиме обработки фотоматериала. При наблюдении же из космоса
больших областей Земли в равных условиях по освещенности и
прозрачности атмосферы элементы тектонического строения за счет так называемой
генерализации изображения выявляются более эффективно, чем при
аэросъемке.
Нагретые объекты излучают энергию в виде электромагнитных волн.
Интенсивность излучения зависит от температуры объекта и его излучатель-
ной способности. Излучательная способность объекта каждого типа различна
для диапазонов длин волн. Поэтому измерение интенсивности излучения в
одном диапазоне позволяет определить температуру объекта известнокгтипа
или тип объекта при известной его температуре. Измерения в двух
диапазонах дают возможность определить температуру и тип объекта, поэтому
использование двух диапазонов волн инфракрасной области позволяет
дистанционно определить температуру верхнего слоя Земли и воды, а также сами
объекты.
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 193
Ч
Пористые объекты существенно изменяют свою 11злучательную
способность в зависимости от содержащегося в них количества влаги. При этом
излучательная способность также зависит от диапазоне длин волн. Поэтому
измерение интенсивности излучения^в^инфракраснойобласти спектра в двух
диапазонах для известных объектов позвдляет-сгпределить температуру и его
влажность. Таким образом проводится изучение температуры и влагосодер-
жания верхнего слоя почв.
Излучение от заглубленных объектов сильно задерживается верхними
слоями Земли, отражаясь от них, и за пределы поверхности в атмосферу
и космос выходит незначительная его часть. Особенно сильное поглощение
имеет место для сред с хорошей электрической проводимостью
(проводников), например морской воды. При заглублении излучающего объекта на
величину, равную одной трети длины волны, интенсивность излучения
уменьшается примерно в 10 раз. Это означает, что при использовании излучений
на длине волны 30 см подповерхностные слои более нагретой морской воды
(или менее нагретой), лежащие на глубине 10 см, будут обнаруживаться
с трудом. То же относится и к другим объектам с отличной от окружающей
воды температурой, заглубление которых больше, чем 10 см. Среды с
меньшей электрической проводимостью (полупроводники), например влажные
грунты и почвы, пресная вода в водоемах, слабее поглощают
электромагнитное излучение: десятикратное ослабление имеет место при глубинах
погружения излучающего слоя (или объекта), составляющих примерно две трети
длины волны. Поэтому при длине волны 30 см обнаружение объектов
практически возможно при их заглублении до 20 см. Диэлектрики (сухой песок,
лед из конденсата атмосферной влаги, дистиллированная вода, сухое дерево)
обладают малой поглощательной способностью: десятикратное поглощение
наступает при глубине, равной примерно десяткам длин волн, т.е. для
рассматриваемой длины волны 30 см объекты могут быть обнаружены до
глубины, примерно 3 ... 10 м.
Измерение интенсивности приходящего от различных районов Земли
к приемным устройствам спутника излучения в СВЧ-диапазоне позволяет
построить видимый портрет Земли в этом диапазоне. Поэтому для каждого
района Земли подбирается соответствующий фотоматериал, который
засвечивается световым потоком, пропорциональным величине принятого
сигнала. Так, если под спутником песчаная пустыня с большой глубиной сухого
песка (например, более ста метров) , то ее видимый портрет будет
представлять собой ровное пятно. Если же на глубине до 30 — 100 м (при длине
волны 100 см) располагается объект (влажный песок, линза подземной воды,
скальная порода) с отличными от окружающего песка температурой и
излучающей способностью, то величина принятого сигнала от районов, под
которыми располагается этот объект, будет отличаться от окружающих и на
видимом портрете это будет обозначено как более светлая (или темная)
часть снимка. Если одновременно проводится наблюдение и на других длинах
Народнохозяйственные космические комплексы 1
волн (например, 10 и 30 см), то могут быть получены соответственно три
портрета. При этом такое выделение объекта на ровном фоне пустыни будет
наблюдаться на каждом из них только в том случае, если объект имеет
небольшое заглубление (до нескольких метров). При больших глубинах на
фотопортрете для длины волны 10 см этот объект не будет виден, а при
глубине, больше 10 м, практически не будет виден и на снимке,
соответствующем длине волны 30 см. На этом эффекте основано определение подземных
вод и глубин их залегания при дистанционном наблюдении из космоса.
Аналогично может быть проведено определение влаго со держания почвы при
прогнозах урожая и обнаружении крупных зон осадков, реализована
инвентаризация водных источников, оценка запасов воды и источников подземных
вод, а также решены другие задачи, связанные с обнаружением подземных и
подводных объектов, а также тех из них, которые находятся под снегом и
льдом.
Форма и размеры однородных по температуре и диэлектрическим
свойствам объектов могут быть обнаружены при использовании активной
локации в радиодиапазоне. Для этого со спутника посылается облучающий
импульс и затем принимается отраженный от объекта сигнал. Формирование
отраженного сигнала происходит на границе воздушной среды и объекта и в
приповерхностном слое, глубина которого, как и в предыдущем случае,
зависит от диэлектрических свойств вещества: наибольшая для диэлектриков
(несколько длин волн) и наименьшая для проводников (десятые доли
длины волны).
Поэтому если объект по своим свойствам близок к проводнику
(морская вода) или полупроводнику (соленый лед) и лежит на поверхности, то
на видимом изображении будут отражены его размеры и форма, близкие к
истинным. Диэлектрические объекты будут изображаться с заметно
искаженными размерами и формами. Кроме того, если под диэлектриком на
небольшой глубине (меньшей нескольких десятков длин волн) располагается
объект со свойствами, приближающимися к полупроводникам и
проводникам, то могут быть обнаружены и эти объекты. При этом может быть
получена и глубина их залегания, которая пропорциональна разнице времени
прихода отраженного сигнала от поверхности и границы, разделяющей диэлектрик
и объект. На этом основано, например, глубинное зондирование форм
поверхности материка, покрытого льдом из конденсата атмосферной влаги,
определение источников подземных вод, площади и динамика снежного и
ледового покровов. При весьма малом поверхностном слое диэлектрика
(растительность, сухой песок, торф) лежащие под ним объекты будут
выглядеть так, как будто бы они лежат на поверхности, т.е. получится
изображение поверхности Земли без верхней оболочки (изображение
оскальпированной Земли). Это весьма важно при решении таких задач, как обнаружение
элементов тектонических структур, и при геологическом картировании.
Качество наблюдения в радио диапазоне не зависит от погодных условий
Природные ресурсы ЗЖлли, окружающая среда и метеорологические процессы 195
и освещенности Солнцем. Поэтому его использование перспективно в
полярных районах со слабой освещенностью и в районах циклонической
деятельности. Так, могут успешно решаться задачи определения форм и размеров
ледяных полей, обнаружения трещин в них, разводий и местоположения
айсбергов в приполярных районах и при плохих метеоусловиях,
предупреждения о наводнениях, селях и лавинах.
Отражение от морской соленой воды радиоволн СВЧ-диапазона
происходит фактически с поверхности, что служит признаком для определения
волнения моря. Различие в отражательных свойствах морских волн при
облучении их в различных направлениях относительно гребня,
формирующегося под влиянием ветра, может служить основой для определения
направления и силы ветра над водной поверхностью.
Морские течения имеют отличную от окружающей воды температуру и
цветность. Поэтому их обнаружение и отслеживание границ и физических
характеристик может быть проведено в видимой, ИК и СВЧ-областях.
Определение степени созревания (вегетации) связано с различием в
отражательной способности растительности на различных стадиях ее
развития. Шесть диапазонов в видимой и инфракрасной областях позволяют
надежно (при соответствующей точности фотометрических измерений)
решить эту задачу для большинства видов растений. Такого же количества
диапазонов достаточно для определения типов растительности при
инвентаризации урожая и лесных массивов.
Заболевание растительности и наличие вредителей на ней ведет к
изменению ее цвета и отражательных характеристик в видимой и ИК-областях.
Кроме того, у заболевших растений изменяется и собственная температура на
несколько градусов. Поэтому для решения задачи обнаружения мест
заражения и вредителей также необходимо использовать видимый и ИК-диапа-
зоны.
Лесные пожары могут быть обнаружены по многим признакам в
видимой, ИК и СВЧ-областях электромагнитного излучения: в видимой — по
изменению цвета пятна пожара относительно окружающего леса и по шлейфу
дыма; в ИК и СВЧ-диапазонах - по собственному излучению пламени
нагретого пожарища.
Загрязнение суши и воды сопровождается изменением их отражательных
характеристик и температуры. Поэтому выявление и наблюдение за
загрязнениями может быть проведено в видимом, ИК и СВЧ-диапазонах.
Загрязнение атмосферы изменяет ее светотехнические характеристики
(отражательные свойства и пропускание солнечных лучей и отраженного излучения
Земли, а также интенсивности излучения в различных узких полосах,
свойственных присутствующим в атмосфере газам). Наилучшим образом эти
изменения в свойствах атмосферы могут быть обнаружены на основе спект-
рометрирования атмосферы, т.е. определения зависимости интенсивности
излучения от длины волны в широком диапазоне. При этом спектрограмма
Народнохозяйственные космические комплексы
может быть получена для атмосферы, наблюдаемой на фоне космоса (н~
диском Земли) и на фоне Земли. В первом случае имеет место слабое вли
ние подстилающей поверхности Земли, но невелика обозреваемая область
атмосферы; во втором — существенно влияние подстилающей поверхности,
но велика обозреваемая часть атмосферы. Кроме того, аэрозоли и твердые
частицы изменяют цвет загрязненной части атмосферы. Эти образования
могут быть обнаружены при наблюдениях в нескольких диапазонах видимой
и инфракрасной области.
Атмосфера Земли — очень подвижная среда с быстро и сильно
изменяющими светотехническими характеристиками, которые зависят прежде всего
от содержания в ней влаги, аэрозолей и твердых частиц. Вместе с тем эти
характеристики существенно влияют на измеряемую интенсивность (до
нескольких раз) отраженного солнечного света от одного и того же объекта при
одинаковом освещении. Поэтому при определении физического состояния
объектов по светотехническим признакам необходимо одновременно
измерять характеристики атмосферы. Это позволит определить ее отличие от
номинальной (при которой составлен каталог) и затем вычислить
соответствующие поправки для последующего использования каталога при
дешифрировании. Возможен и другой путь. В каждой из типичных областей Земли
(тайга, степь, горы) имеется тестовый полигон с набором наиболее часто
встречающихся объектов, состояние которых в каждый момент известно на
основе наземных наблюдений. Сравнивая результаты дистанционного
наблюдения этих объектов с исследуемыми, можно определить разницу их
физического состояния. Кроме того, сравнивая результаты наблюдений
объектов с данными каталога, можно вычислить поправки на атмосферу
и затем ввести их для исследуемых объектов.
5.3. АППАРАТУРА ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ
ФОТОАППАРАТУРА
Разрешение на местности в м
R=HK2RCKCtf), (5.1)
где Н — высота орбиты, м; /— фокусное расстояние объектива, мм; #СИст —
разрешающая способность системы "объектив — пленка", лин/мм (рис. 2.1).
Разрешающая способность системы "объектив — пленка" может быть
определена из соотношения
1 1 1
+
"сист "об ^фп
(5.2)
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 197
рис. 5.1. Схема/устройстиа кадрового
фотоаппарата для съемок из космоса:
; - ка^ебта с пленкой; 2 — кадровая рамка и
механизм компенсаций сдвига изображения; 3 -
затвор; 4 — объектив; 5 - светофильтр
где R об — разрешающая способность
объектива, лин/мм; ЯфП — разрешающая
способность фотопленки, лин/мм.
Для современных объективов
космической съемки разрешающая способность
Rob лежит в пределах 60 ... 100 лин/мин
для центра изображения и 40 ... 80 лин/мм
для его краев. Величина R0g зависит от
диаметра d входного отверстия объектива и
его фокусного расстояния / и не превосходит величины
R,
об max'
1.2Х /
где X — длина волны наблюдения, мм.
Разрешающая способность фотопленки Лфт более высокая, чем
объективов, и составляет 100 ... 200 лин/мм. Она зависит в основном от
чувствительности Sn пленки.
Время экспозиции:
40
тч =
nLj\Sn d
(5.3)
где L — яркость изображаемого объекта, кд/м2; ту — коэффициент
прозрачности объектива.
Яркость L освещенных Солнцем объектов составляет тысячи кд/м2.
Так при угле наклона Солнца к горизонту, равном 45°, имеют место
следующие значения яркостей для:
леса/, = 1060 кд/м2;
воды L = 1490 кд/м2 ;
песка L = 3200 кд/м2;
снегаL = 16600 кд/м2.
Яркость объектов £д\ в отдельных спектральных диапазонах приведена
в табл. 5.3 в Вт/(ср-м2) (1 кд/м2 = 1 нит = 1,46-Ю"3 Вт/(ср-м2).
Коэффициент прозрачности г\ для современных объективов изменяется
в пределах 0,7 ... 0,9; чувствительность пленки Sn — 200 ... 300 ед.
Народнохозяйственные космические комплексы
198
Таблица 5.3. Яркость Z-д^ Вт/(ср-м2) наземных объектов
в различных диапазонах спектра
при зенитном угле Солнца 55° и наблюдателя 0°
Вода
Снег
Песок
Глина
Лес
При
*> =
" -
Диапазоны, мкм
0,5.... 0,6
3,7
19,1
5,2
14,3
4,1
[ квадратной форме кадра
В
IT1'
0,6 ... 0,7
2,0
15,0
4,3
14,4
4,6
его сторона
0,7 ... 0,8
1,2
10,9
3,5
12,0
7,9
0,8 ... 1,1 1
1,9 1
9,2 1
6,7 1
10,0 1
18,2
(5.4)
где В — ширина полосы обзора фотоаппарата.
Величина В может изменяться в широких пределах от десятков до сотен
километров. Нижние значения ограничивают качество генерализируй
изображений крупноразмерных объектов, верхние — метрическая точ
за счет сферичности Земли.
При спектральной съемке величины /?СИст> ^об> ^пф> L, т?, Sn
шениях (2.1) ... (2.4) берутся соответственно для диапазона длин
сматриваемого спектра.
Таблица 5.4. Технические характеристики фотографических аппаратов
Характеристика
Фотокамера, установленная
на КК "Аполлон-15"
Фотокамера "Hasselblad
500 EL", установленная на
КК"Аполлон-9и-12"
Фокусное
расстояние, мм
Разрешение на
местности, м
Спектральные
диапазоны, им
76,6
20 прнЯ = 110 км
черно-белый
80
20... 90приЯ = 200 км
480 ... 620
580... 715
510 ... 900
700 ... 900
Размер кадра
Запас пленки
11X114 мм
2,36 кг
60X60 мм
4 (160 ... 200 кадров)
Масса, кг
52
12
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы
199
Половина угла поля зрения (3 объектива, масштаб съемки могут быть
определены из следующих соотношений:
0=arctg(£/2#); 1 :M = flH.
Высокая скорость V полета КА обуславливает значительные его
перемещения (десятки и сотни метров) за время экспозиции тэ. Если эти
перемещения значительны и соизмеримы с потребным разрешением R на местности
(составляют более 30 ... 50 % от R), то необходимо введение
компенсационного сдвига пленки в направлении, обратном движению КА, со скоростью
VtjH за время экспозиции.
Во время фотографирования система ориентации должна удерживать
оптическую ось объектива в требуемом направлении с ошибкой, не
превышающей ~ 1°, чтобы обеспечивалось фотографирование требуемого сюжета
и достаточное перекрытие соседних кадров (~ 10 %). Угловая скорость си
колебательного относительно центра масс движения КА во время
фотографирования не должна превосходить величины
v (0,1...0,3)Я/(Ятэ),
) чтобы получаемый при этом сдвиг изображения штэН несущественно
сказывался на величине требуемого разрешения R.
В табл. 5.4 приведены основные технические характеристики
фотографических аппаратов, использованных для съемок Земли из космоса при
полетах станций "Салют", коробля "Союз-22", кораблей "Аполлон" и станции
"Скайлэб".
Комплект из 6
фотокамер MPF,
установленный на
''Скайлэб"
Топографическая
камера, установленная
на "Скайлэб"
фотоаппарат
КАТЭ-140,
установленный на
орбитальной станции "Салют"
140
152 460
30 при Я= 435 км 11,5 при Я= 435 км 30приЯ=350км
500 ... 600
600 ... 700
700 ... 800
800 ... 900
500 ... 880
400 ... 700
60X60 мм ,
18кассетХ
Х400 кадров
83
черно-белый
117X117 мм
-
108
черно-белый
180X180 мм
фотокамера
МКФ-6,
установленная на КК
"Союз-22" и
станции "Салют-6"
125
16 ...22 при
Я= 350 км
450 ... 520
520 ... 600
570 ... 650
630... 720
690 ... 770
750 ... 900
55x81 мм
6 кассет по
ПО ... 200 м
175
Народнохозяйственные космические комплексы
200
150
100
Камера МНФ-6
Приведенная высота Н=200 км
Число надрое 1000
Захват на местности:
топографическая съемка ~ 50*50 км
многоспектральная съемка ~ 100*100 км
50 100
Рис. 5.2. Зависимость массы фотоаппаратуры с пленкой от разрешения R
К
Для того чтобы выявить зависимость массы таких типов фотоаппаратов
от их разрешения, проведен пересчет разрешающей способности каждого из
них для высоты Н = 200 км. Для многоспектральной фотоаппаратуры
проведен пересчет массы для числа спектров, равных четырем.
Результаты представлены на рис. 5.2 в виде соответствующих точек в
системе координат "масса фотоаппаратуры с пленкой ш, кг — разрешение
на местности R, м". Эти точки соединены плавными кривыми
соответственно для топографических и много спектральных фотоаппаратов. Форма
кривых взята в соответствии с зависимостями разрешения R от диаметра d
объектива и его фокусного расстояния /, определяющих массу
фотоаппарата.
Эти зависимости могут быть аппроксимированы следующими
соотношениями:
для топографических фотокамер
т = 116-2,31Д+ 0,141Д'
(5.5)
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 201
для многоспектральных фотокамер
m = 68 - 1 ,AR + 0,008Я 2, {5.6)
где m — в кг, R — в м.
ТЕЛЕВИЗИОННОЕ СКАНИРУЮЩЕЕ УСТРОЙСТВО
Облученность на входе зрачка объектива (плотность потока)
£дх = —Р> (5-7)
где £дх — яркость отраженного излучения от наземных объектов (см.
табл. 5.4), Вт/ (м2 ср); )3 — мгновенный угол зрения объектива, ср.
Световой поток на приемнике
*"ax=*ax—Ч. (5.8)
где d — диаметр входного отверстия объектива, см; tj ~ коэффициент
пропускания оптического тракта (т? = 0,2 ... 0,5).
Величина отношения токов сигнала и шума позволяет судить о качестве
устройства и правильности выбора его технических характеристик (d, (3 и
др.). Это отношение при использовании фотоэлектронного умножителя
может быть определено так:
Г= —— , (5-9)
_ 1/2
(л<?) е nqe
где Ig = ток квантового шума; 1С — ток сигнала;
/s = (и?)1/2-дробовый шум; п = Д Х-Э~ - среднее число фото-
^ср
нов- а - квантовая эффективность приемника (q - 0,1 ... 0,4) ;c,h
= 6 626-Ю'34 Дж-с - постоянная Планка; с= 3-108 м/с - скорость
распространения света; Хср - средняя длина волны спектрального диапазо-
а
на, м; 1 [кулон] = 1,602-Ю"19 - заряд электрона; тэ = — «ч ~
продолжительность облучения одного из ич параллельно работающих чув-
Народнохозяйственные космические комплексы 202
Световоды
Объектив
Фотодетекторы
Рис. S3. Схема работы
сканирующего телевизионного
устройства
ствительных элементов; а
размере элемента
сканирования на Земле, м; Ктр
трассовая скорость спут
м/с; Ъ — полоса обзора -
определяется диаметром d вхг
Масса m сканера в основном
отверстия объектива (рис. 5.3), и имеет место следующая зависимость
m = 0,74d°>87
(5.10)
1000
Геометрический вид этой зависимости приведен на рис. 5.4. На этом
же рисунке приведены точки, соответствующие различным типам скан
рующих устройств,
установленных на космических
объектах (табл. 5.5), которые
послужили основой для
построения зависимости (5.10).
Использование
светофильтров и соответственно
нескольких матриц
детекторов позволяет проводить
многоспектральную съемку
Земли. Полученные
электрические сигналы для каждого
из наземных элементов
' SCMR („Нимбус Е")
,THIR („Нимбус-4")
-HRSR (ITOS)
„Нимбус-!"
ув^МСУ-С („Нимбус-3")
МСУ-М"(„Метеор")
/
10
100
1000
10000
</,мм
Рис. 5.4. Зависимость массы
m сканирующего устройства от
диаметра d объектива
3
о,
>>
S
8
»
5
Й
Парам ет
At •*
1 8
3, о н
S i m
« .
«i «i
Я "
ю а и
О 2 а
%
о>
S
I
(U
Э
(U
О.
pi
«1
Си
„
«1
о.
Е о
и <о .
>> О :
Полоса
захвата,
км
S g 2
(Я О И
2
0
I a
ее
as
ипп
сгро
н >,
*
Л
8§&
я«й
Диап
длин
испо
Л
о.
S-.
н
«1
о.
il
н «
<
*
X
а льны
в, м
о. о
н R
спек
кана
v-t
.—t
г~
^Ч
t-
■*
"Л
■*
г-
о
о
v-t
ч-i
с*
V©
>Л
<Ч
оо
<ч
r~t
о
t~
VO
>л
V©
r~t
Г-
OS
00
>л
>л
VO
го
■*
V)
2750
оо
о
v-t
1295
о
>л
2780
о
ОЧ
42 958
г~
"1 ю
■* «•>
о
о
1 2|
я .. я я
равле
1700
л1 рок
равле
142;
s s й s s
_ R О „ К
,2 о «Л о
С с я С с
о о
-i OS
о
г- г~ оо
-* г.. ГЦ
о
оки 24
роке;
ДРУ
В В к
л О О
к е с
О >Л Г<*1
Я t- тг ОО О
я —< гч гч оо
"Л
vo rs г-
оо о
>Л ^-
тг О
—I <ч
о
о -I
о
"Л
VO
в 5
g S ;
5оо
S S
О 5 О 5 О ,
g з g s IL
: a^ «■* «2 ■* **
-Й'-чРЯгчраМгмгч
oo
о
1
■и 2 5 2^^
Ё22
о
оо
о
>л
VO
3
о
о
VO
о о о
>л <л >л
чо vo v©
W .
О
н
w <n e >, е в
s «
Я о
I I
>8.
h
о
0,8
0,4..
0,8
0,4..
0,5..
1-4
0,5..
1-4
0,58
--
"S'O
■^.ч
rt CN
О о"
к
111 lit !i
о
О Я -?
&ся я ?>
8.
S
н
о
a
s
н
a
о А
te WiliWi
a
о
о
S
.5S
ь
5S
с
a
о
s
ss
ft »
и
Народнохозяйственные космические комплексы 204
сканирования передаются на Землю в центр обработки, где проводится
их очистка от грубых ошибок при хранении, передаче и приеме
информации. Здесь же проводится их коррекция с тем, чтобы привести
получаемые изображения к стандартному виду (компенсация ошибок ориентации
спутника в момент съемки, отклонений орбиты от круговой номинальной
высоты и т.д.). Затем может быть проведена коррекция сигналов, чтобы
восстанавливаемые изображения были представлены в удобной для
использования системе координат. Информация передается потребителю в виде
магнитных лент или фотоотпечатков для тематической^обработки и после-
, дующего практического использования.
Отличительной особенностью получаемой со ^канеров информации
является ее высокая (ошибка составляет 2 ... 3 %)/фотометрическая точность
за счет использования ограниченного числа, но качественных,
фотодетекторов. Поэтому информация от сканеров широко используется для целей
выявления и контроля за развитием наземных образований и процессов
по фотометрическим признакам. Вместе с тему геометрическая точность
изображения наземных сюжетов, получаемых на Основе этой информации,
сравнительно низкая из-за ошибок в ориентации и стабилизации спутника
во время съемки (его угловых качаний), отклонений высоты и скорости
движения от расчетных и т.д. Поэтому такие изображения для
картографических целей, где требуется высокая геометрическая точность, не
используются.
КАДРОВАЯ ТЕЛЕВИЗИОННАЯ СИСТЕМА
Масса m кадровой телевизионной системы в основном определяется
диаметром видикона (рис. 5.5, 5.6), поэтому имеет место следующая
зависимость:
Сигнальная Фотопроводящнй Коммутирующий луч
Фокусирующая
Стенлянная
планшайба
натушна
Модулятор
Объектив
Полезный сигнал на I " "^
•идиоусилитель f Сопротивление
нагрузни
Рис 5.5. Схема работы видикона кадрового телевизионного устройства
Отклоняющая
катушка
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 205
Фокусирующая
система
Горизонтально - отклоняющая
система
Вертикально-отклоняющая
система
выравнивающая
натушка
Обратный луч Отклоняющие
катушки
Пятннаснадный
умножитель
■^ Видеосигнал
Нагрузка
1
Рис 5.6. Схема работы кадрового телевизионного устройства иа видикоие с обратным
ходом луча
m = 2,ldA"
вид
(5.11)
Геометрический вид этой зависимости приведен на рис. 5.7. Основой для
ее построения послужили данные о кадровых телевизионных системах,
установленных на космических объектах (см. табл. 5.6).
ИК-РАДИОМЕТРИЧЕСКАЯ АППАРАТУРА
Инфракрасный радиометр позволяет получить информацию о наземном
сюжете в части интенсивности потока энергии в инфракрасном диапазоне
спектра (0,7 ... 13 мкм) от его отдельных элементов (табл. 5.6). Принцип
работы ИК-радиометра (рис. 5.8) такой
же, как и у сканирующего
телевизионного устройства, только здесь
фоточувствительный элемент помещается в
охлаждаемую камеру, чтобы увеличить
перепад температуры этого элемента
и наземного сюжета и тем самым
улучшить чувствительность прибора. На
выход подается совокупность
электрических сигналов, уровень которых
пропорционален потоку энергии от
наземных объектов в диапазоне спектра,
"=2.1 d 'внд
Рис. 5.7. Зависимость массы
видикона
m кадровой
вид
ВИД'
Таблица 5.6. Технтеские характеристики радиометров
КА
Аппаратура
Н, км
Тип сканирования;
скорость вращения
сканирующего устройства;
угол сканирования,...°
Спектральный
диапазон, мкм
Разрешение
„Нимбус-1" HRIR
1110 Вращающимся зерка- 3,4... 4,3 8 км
лом поперек движения
45 рад/мин; 118°
„Нимбус-3" MRIR
1110 Вращающимёя зерка- 0,7... 1,3
лом поперек движения; 3,7 ... 4,2
18 рад/мин
20 км
„Нимбус-Е" SCMR
1110 Вращающимся зер:
лом поперек движен
600 рад/мин
экаг
<ения>
0,8... 1,1 0,66 км
8,3 ... 9,3
10,2... 11,2
,Нимбус-4" ТНЖ
1110 Вращающимся зерка- 6,5 ... 7,2 7,7 км
лом поперек движения; 10,5 „. 12,5 23 км
48 рад/мин; 118°
„Игос" VHRR
1460 Вращающимся зерка- 0,52... 0,73 4 км
лом поперек движения; 10,5 ... 12,5 8 км
48 рад/мин; 118°
SMS VISSR
36000 Вращающимся КА 0,55 ... 0,7 0,9 км
и разверткой зеркала 10,5 ... 12,6 9 км
по широте;
100 рад/мин; 18°
„Лэндсат" MSS
900 Сканирующим
зеркалом;
116°
0,5 ... 0,6
0,6 ... 0,7
0,7 ... 0,8
0,8 ...0,11
10,4 ... 12,6
76 м
230 м
„Скайлэб" MSS
450
0,4 ... 12,5 80 м
(13 каналов)
„Метеор-2" Сканирующий 950
8-канальный
ИК-радиометр
27,5°
11,10... 18,7 2°
(8 каналов)
„Метеор-2" Сканирующий 950 53° 8... 12 8'
ИК-радиометр
Диаметр, см
10,16
4,37
20,32
12,7
Ш
40,64
Фокус, см
9,65
1,18
18,7
3,05
43,18
256 при
53
Энергетическое
разрешение при
температуре Т
поверхности, К
0,22 при 270
0,23 при 330
0,20 лри 270
0,26 при 290
—
1 при 280
4 при 185
0,2 при 300
1,5 при 185
0,3 при 300
—
-
Габаритные
размеры
сканера, см
25.4Х40.64Х
22,86
16,51X16,5 IX
Х33.02
22.86Х42.16Х
Х54.86
17.78Х19.05Х
Х39.62
16.26Х40.39Х
Х21.94
50.8Х50.8Х
Х147.32
Общая
масса,
кг
8,62
6,58
19,05
9,03
8,3
60,1
Мощность,
Вт
4
75
15
75
65
28
22,82
82
54,3 65
0,54 м
120 266
Народнохозяйственные космические комплексы
208
Онанирующее
устройство
Абсолютно
черное тело
Охлаждаемая диафрагма,
образующая апертурный угол
Основное зеркало / Сосуд Элентричесний вывод
опорного канала / Дьюара 1
Сентор модулятора
Вид А
Змеевин системы
охлаждения
Рис. 5.8. Схема ИК-радиометра
определяемом характеристиками используемого светофильтра. Переданные
по радиоканалам в наземный центр эти сигналы корректируются и
подвергаются тематической обработке аналогично сигналам от телевизионного
сканирующего устройства.
Здесь также может быть получен тепловой портрет наземного сюжета,
или его тепловая карта, аналогично тому, как проводится восстановление
видеоизображения по электрическим сигналам телевизионных систем
наблюдения на телеэкране или фотобумаге: более нагретым объектам
соответствуют более темные тона портрета, более холодным — светлые.
Разрешающая способность изображений определяется размерами поля зрения
оптической части радиометра и чувствительностью фото детектора. При этом
первый фактор определяет в основном геометрическое разрешение
(пространственное) , второй — фотометрическое.
Облученность ^Гд\ на входе зрачка объектива и световой поток FA^
на приемнике может быть определена соответственно из соотношений
(5.7) и (5.8), если рассматривать L д \ как плотность излучения.
Пороговая мощность приемника в Вт
W =-
гкпор
D'
(5.12)
где S — площадь приемника, см2; Д/ = 1/тэ — частота сигнала на входе
усилителя, Гц; D* — обнаружительная способность — величина, обратная
пороговой чувствительности, (Гц '2-см)/Вт (табл. 5.7).
Из (5.8) и (5.12) может быть определено отношение сигнал/шум
Г^дх/W,
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 209
Таблица 5.7. Обнаружительная способность ИК-приемииков,
работающих при различных температурах Т
Приемник
Болометр
Фотосопротивление
PbSe
Фотосопротивление
PbSe
Фотосопротивлеиие
Ge + Hg
Обнаружительная
способность,
(Гц,/2-см)/Вт
1,510»
610»
1Ю10
5-Ю10
Температура
работы, К
295
195
77
27
Экспозиция
тэ, мс
20
0,125
0,048
27
Таблица 5.8. Излучательиая способность б природных объектов
Объект
Вода
Снег
Песок
Трава
Лес
0,55 мкм
-
0,90
0,37
0,52
0,30
0,9 мкм
-
0,86
0,54
0,39
0,24
Длина
4,5 мкм
0,97
0,94
0,86
0,84
0,88
волны
10 мкм
0,98
0,93
0,89
0,95
0,94
12 мкм
0,98
0,86
0,94
0,98
0,95
3 см
0,4 —
спокойная
0,5
0,85 - иа
болоте
0,98-Ю,99
Таблица 5.9. Значения функции z (-
*т
\/\й
(2\)1\щ
А/Хй
(*x)Am
АДи
(**)/\m
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
1,0
0,01
0,033
0,072
0,12
0,19
0,25
1,5
2,0
2,5
3,0
3,5
4,0
0,54
0,72
0,82
0,88
0,92
0,94
4,5
5,0
6,0
7,0
8,0
10,0
0,96
0,97
0,98
0,99
0,99
1
которое позволяет судить о качестве устройства и правильности выбора его
технических характеристик, в частности, о достаточности размера зрачка
объектива d, продолжительности времени тэ облучения приемника,
выбранного типа приемника и его площади S. В соотношении (5.7) плотность
излучения Уд х объектива в диапазоне длин волн от Xi до \2 может быть
вычислена из следующего соотношения:
Народнохозяйственные космические комплексы \ 210
Х2 X, ^- !
хтп лт t
где е — излучательная способность объекта (табл. 5.8); т = 5,67-Ю"12 Вт/ j
(см2 "градус4) ;Т - абсолютная температура объекта; z - табличная
функция (табл. 5.9); \т = b/Т — длина волны в мкм, соответствующая
максимальному значению спектральной интенсивности плотности излучения ;
абсолютного черного тела при температуре Т; Ъ = 2898 мкмтрадус — \
постоянная Вина. \.
СВЧ-РАДИОМЕТРИЧЕСКАЯ АППАРАТУРА |
Сверхвысокочастотный радиометр позволяет получить информацию об 1
интенсивности собственного излучения наземного сюжета и его отдельных .1
элементов в СВЧ-диапазоне. Он состоит из приемного устройства с антенной, 1
регистрирующей аппаратуры и средств передачи информации на Землю. ||
Приемное устройство осуществляет определение интенсивности излучения ||
от элемента земной поверхности, охватываемой полем зрения антенны. Эти ||
данные в виде электрических сигналов различной интенсивности регистри-1 \
руются на борту или же сразу (в режиме непосредственной передачи) пере- VI
даются на Землю.
Для обзора полосы на Земной поверхности, размеры которой по
ширине и длине существенно превышают размеры элемента обзора радиометра,
используются радиометры со сканирующим полем зрения. Для этого антенна
с помощью специальной механической системы поворачивается в
пространстве аналогично тому, как поворачивается зеркало перед объективом у
телевизионного сканирующего устройства (рис. 5.9). Разрешающая способность
радиометра будет определяться размерами поля зрения антенны
(пространственное разрешение) и чувствительностью приемного устройства
(радиометрическое разрешение). Существенное влияние на пространственное
разрешение в данном случае оказывает точность ориентации спутника во время
сканирования и измерений. При этом заметное влияние на ошибки ориентации
в данном случае будут оказывать погрешности механической системы
"привод — антенна".
Этот возмущающий фактор отсутствует у СВЧ-радиометра (рис. 5.10),
использующего электронную систему сканирования. В этом случае антенна
(фазированная антенная решетка) состоит из нескольких однотипных
элементарных антенн с полем зрения, совпадающим по ширине с поперечным
размером полосы обзора, а по длине — с размером требуемого элемента
сканирования. Таким образом, все элементарные антенны и их приемные
устройства будут способны принимать СВЧ-излучение от полосы обзора
протяженностью в один элемент сканирования. При размещении элементарных |
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 211
антенн в плоскости, параллельной местному горизонту, подспутниковая
область Земли будет равноудалена от всех элементарных антенн. Поэтому
приходящее к каждой из них СВЧ-излучение будет принято одинаково как
по амплитуде, так и по фазе (частота определяется настройкой приемника).
Вместе с тем, например, от крайнего левого (по направлению полета)
элемента излучения придет к
элементарным антеннам со
сдвигом по фазе из-за
различия расстояний до него от
этих антенн. Таким образом,
каждому элементу зоны
обзора антенн может быть
поставлена в соответствие
величина сдвига фазы излучения,
определяемого разницей
расстояний его до каждой из
антенн. Однако выделение из
принятых элементарными
антеннами и их прием-
Рис 5.9. Схема работы СВЧ-
радиометра с механическим
сканированием
Рис. 5.10. Схема работы СВЧ-
радиометра с электронным
сканированием
Фазированная
антенная решетка
Диаграмма направленности
отдельных элементов
Нрайний левый элемент
сканирования
Приемник ^Регистрирующее
"^ устройство
Привод
сканирования
A<P,»A<P2»AV
Средний элемент
сканирования
Фаэосдвигающие
элементы
(элентронное
онанирующее
устройство)
Суммирующее
устройство
Приёмнин
Регистрирующее
устройство
Крайний правый
элемент сканирования
Народнохозяйственные космические комплексы
212
ными устройствами сигнала, соответствующего по интенсивности какому-
либо элементу на Земле, является сложной проблемой в связи с темДчто
излучение некогерентно. Поэтому дополнительно должны быть учтены
корреляционные связи излучаемых сигналов (в том числе и амплитуда излучен)ц),
и сам процесс обработки будет носить статистический характер.
На наземные пункты передаются величины электрических сигналов,
пропорциональные интенсивности излучения отдельных элементов полосы обзо- ■
ра в рассматриваемом диапазоне СВЧ-излучения. Кроме того, может быть
получен СВЧ-портрет полосы обзора синтезированием видеоизображения
полосы обзора, где различным уровням СВЧ-излучения от элементов полосы
обзора поставлено в соответствие различное почернение эмульсии
фотопленки или фотобумаги.
Использование нескольких приемных устройств, настроенных на
различные длины волн, позволяет провести многоспектральную СВЧ-съемку
земной поверхности. Как и в случае многоспектральной фотосъемки, здесь
по результатам много спектральной СВЧ-съемки могут быть получены
синтезированные цветные снимки, позволяющие получить более контрастные
изображения объектов.
Дальность действия:
д-У^
Sag
gm*T\'
где Тя = еТ — радиояркостная температура объекта; е — его излучательная
способность (см. табл. 5.9) ; Т — абсолютная температура объекта; Su —
площадь объекта, м2; Sa— площадь антенны, м2; g — коэффициент
использования площади раскрытия антенны (g = 0,7 ... 0,8); gm =Vf~— коэффициент
различаемое™ сигнала; % — отношение сигнал/шум (| = 10 ... 20); AT —
чувствительность приемника (AT = 0,5 ... 1 К); X — длина волны
принимаемого излучения, м.
Диаметр приемной антенны
d=(l,2X)/0,
где X - длина волны принимаемого излучения; /3 - ширина диаграммы
направленности приемной антенны.
При оценке массы тэт СВЧ-радиометрической системы целесообразно ее
рассматривать состоящей из двух частей: приемника и антенны.
Тогда тэт = тэтп + тэта, где тэтп и та —соответственно массы приемника и
антенны.
Анализ имеющихся технических данных по приемным устройствам
пассивных радиометров, а также характера зависимости массы этих приемников
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 213
300
30
0,3
0,03
X, см
Рис 5.11. Зависимость массы тп
приемника пассивного радиометра от рабочей
частоты / (или длины волны *)
Рис. 5.12. Зависимость массы т-
параболической антенны от ее диаметра а
юоо
100
10
л»а=5,8с/а /
/•
o.t
10
100
d. м
от рабочей частоты /(или длины волны X) показывает, что зависимость
тп (/) может быть представлена в виде, изображенном на рис. 5.11.
Аналогично зависимость массы тэта антенны параболического типа от ее
диаметра d имеет вид, показанный на рис. 5.12, и может быть
аппроксимирована следующим соотношением: тэта = 5,8d1, где тэта в Kr.ci в м.
Для антенны типа "фазированная решетка" ее масса зависит от числа и
элементов, длины прямоугольной решетки и рабочей частоты /. Эта
зависимость приведена на рис. 5.13. Приближенно она может быть
аппроксимирована соотношением
т = и (0,46 + 8,9 — ),
/
где L в м; /в Гц; т в кг.
Рис 5.13. Зависимость массы тф.т>
антенны типа "фазированная решетка *
от числа п элементов, длины L
прямоугольной решетки и рабочей частоты /
1000
100
Народнохозяйственные космические комплексы
21
РАДИОЛОКАЦИОННАЯ АППАРАТУРА
Радиовысотомер (рис. 5.14) представляет собой радиолокационное
устройство, работающее в СВЧ-диапазоне. Излучаемые зондирующие импульсы
достигают земной поверхности, отражаются и принимаются обратно
приемником спутника. Время от излучения импульса до приема отраженного сигнала
(время задержки) служит основой для определения высоты полета
космического аппарата.
Направленность посылок импульсов обеспечивается антенной, форма и
размеры которой определяют диаграмму направленности и пятно освечива-
ния (поле зрения) земной поверхности. От его размера существенно зависит
точность измерения высоты, особенно для изрезанных рельефов суши, так
как временная задержка формируется по отраженному сигналу от всей
поверхности. Данные о временной задержке (или высоте полета) передаются
по радиоканалам в центр сбора и обработки информации. В результате может
быть получен профиль высоты полета вдоль трассы спутника. Для этого
необходимо достаточно часто (порядка импульса в секунду) посылать
зондирующие импульсы с тем, чтобы зоны освечивания недалеко отстояли друг
от друга или же частично налагались одна на другую. Точность измерения
высоты будет тем выше, чем больше точность измерения временной задержки
и точнее ориентация антенны по местной вертикали.
Приемно-пере-
дающая антенна
Устройство
обработки
Высота полета
Шаг измерения
След зондирующего луча
Рис 5.14. Схема работы радиовысотомера
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 215
Зондирующий
импульс
VMWSSSAV.
Передатчик
Антенный
переключатель
Приемник
Антенна НА
-Отраженный сигнал
Поверхность Земли
Устройство
обработни
Регистрирую
щее устройство
■/^//////////SV//, Глубина зондирований И
ц соизмерима с длиной волны X и
у_
зависит от проводимости среды
Рис 5.15. Схема работы системы глубинного зондирования
При увеличении длины волны зондирующих импульсов формирование
отраженного сигнала будет происходить не только на поверхности Земли,
но и на границе сред с различными отражательными способностями при
глубинах, соизмеримых с длиной волны (рис. 5.15). Поэтому принципиально
существует возможность создания радиолокаторов для глубинного
зондирования Земли. Помимо больших мощностей такие системы потребуют
больших антенн (диаметр соизмерим с длиной волны, а следовательно, и с
глубиной зондирования).
Дальность действия
Д = 4У-
WA*S3\2
64п*КшК$Т0ЬГ
где W — мощность передатчика, Вт; Т0 = 290 К — стандартная температура;
5Э — эффективная отражающая поверхность, м2; X — длина волны
передатчика, м; Д/— полоса пропускания системы; Кш — коэффициент шума
приемника (Кш = 3 ... 5); К = 1,38-10-23 Дж/К - постоянная Больцмана; f -
4 тг
отношение сигнал/шум (f = 10 ... 20); А = —^-S^g — коэффициент нап-
равленного действия антенны; Sa — площадь раскрыва реальной антенны, м;
S — коэффициент использования площади раскрыва антенны (g = 0,7 ... 0,8).
Народнохозяйственные космические комплексы 21i
Разрешение по дальности V
6Д = КИст,
где Кя = 0,5 ... 0,65 в зависимости от формы импульса; с = 3-Ю8 м/с — ско-|
рость света; т — длительность импульса.
Разрешение на местности
R = 1,2 —
d
Д.
Радиолокатор бокового обзора (рис. 5.16) позволяет получить радио-^
локационное изображение (радиолокационный портрет) наземного сюжета.
Для этого с помощью передающего устройства со спутника через равные
интервалы времени посылаются зондирующие кратковременные
когерентные радиоимпульсы и затем с помощью приемного устройстав принимаются]
отраженные от наземных объектов радиосигналы. Ориентация антенны ос-
Передатчин
Информация о
ноординатах
РЛС
■J''J-'1>
Последовательные положения
реальной антенны РЛС
Определение
ноординат ff-
цели и ее
ярности Lj
Зона обзора
реальной антенны
в положении J-]
Цель Lt,4t
Линии равных сдвигов
фаз для положений
J =1;2;3
Рис 5.16. Принципиальная схема работы радиолокатора бокового обзора
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 217
гается неизменной в орбитальной связанной системе координат, а импульсы
подаются сериями так, чтобы внутри серии каждый из двух последующих
имел общую часть обзора с предыдущей. Амплитуды и соответствующие
сдвиги фаз принимаемых отраженных сигналов поступают в запоминающие
устройства, а затем в обработку.
При известных параметрах Р(х, у, z) орбиты в моменты времени /у
(j — индекс сеанса измерения) каждой из величин сдвига фаз Д^,
принимаемого сигнала может быть сопоставлена сфера равных удалений от спутника,
а каждому из значений амплитуд отраженных сигналов — величина
радиояркости наземных объектов (с учетом расстояния до него со спутника).
Следовательно, на основе измерений по одному зондирующему импульсу (или по
одному измерению со спутника) может быть получено множество
поверхностей равных удалений от спутника с находящимися на каждой из них
объектами, имеющими суммарную радиояркость Lj д ^.
При достаточном удалении друг от друга и при таком взаимном
расположении наземных объектов, когда каждому из них соответствует своя
сфера равных удалений от спутника, можно по трем последовательным
измерениям со спутника определить местоположение объекта как точку
пересечения соответствующих трех сфер. Точность такого определения будет
зависеть как от точности определения сдвига фаз и точности знания координат
Pj спутника, так и от взаимного размещения поверхностей пересекающихся
сфер равных сдвигов фаз. Последнее определяется размером дуги орбиты
между двумя последовательными измерениями и тем оно лучше, чем эта
дуга больше. Действительно, при малых дугах центры сфер будут почти
совпадать и иметь близкие радиусы, а значит, будут почти совпадать и поверхности
сфер. В этом случае малые погрешности в радиусах сфер или в положении
их центров приведут к существенным отклонениям точки их пересечения.
Центры сфер расположены в одной плоскости орбиты. Поэтому каждой
точке пересечения трех сфер будет сопутствовать еще одна, симметричная
относительно плоскости орбиты. Направление антенны в одну определенную
сторону от плоскости орбиты позволяет однозначно выбрать точку
пересечения сфер, а следовательно, и положение наземного объекта. При ориентации
же диаграммы направленности симметрично относительно плоскости орбиты
имела бы место неоднозначность при определении положения объекта.
Поэтому рассматриваемая система получила название "бокового обзора".
Увеличение частоты измерений ведет к увеличению их числа на участке
синтезирования, имеющем общую часть пятна обзора, т.е. к увеличению числа
наблюдений каждого из наземных объектов, расположенных в полосе
обзора, а следовательно, и к росту объема измерительной информации. Для
рассмотренного простейшего случая (различия сдвигов фаз объектов в пределах
общей части зоны видимости) дополнительная информация позволяет
использовать статистические мзтоды ее обработки с целью уточнения
конечного результата. Повышение точности измерения сдвига фаз позволяет улуч-
8- 1391
Народнохозяйственные космические комплексы 21
шить пространственное разрешение системы, а следовательно, увеличить
число объектов и точность определения их местоположения. В идеальном случае
при безошибочном определении временных задержек каждому наземному
объекту будет соответствовать свое время задержки (своя сфера равных
расстояний) за исключением, быть может, ограниченного их числа, когда
несколько из объектов окажутся на одной сфере. В этом случае, если такая
ситуация будет иметь место только для одной из трех пересекающихся сфер,
отождествление каждого из попавших на эту сферу объектов может быть
однозначно проведено по информации двух других измерений. Если же
такие совпадения имеют место для нескольких сфер, да к тому же попадающие
на одну сферу несколько объектов имеют еще и одинаковые яркости, то их
отождествление будет весьма затруднительным.
По существу описанная схема локации местности сводится к
определению координат наземных объектов и их радиояркости с помощью
радиолокационного устройства, приемно-передающие элементарные устройства
которого (вместе с элементарными антеннами) расположены в нескольких
точках орбиты, т.е. синтезируется как бы антенная решетка очень больших
размеров (десятки и более километров). Вследствие этого такая локация
называется (помимо бокового обзора) еще и с синтезированной антенной или с
синтезированной апертурой.
На основе данных рассматриваемого локатора бокового обзора может
быть синтезировано визуальное изображение наземного сюжета (составлен
радиолокационный портрет полосы обзора). Для этого на координатной
сетке телеэкрана или фотобумаге отмечаются координаты обнаруженных
объектов и проводится их засветка, пропорциональная радиояркости.
Предельное разрешение на местности
R>d/2>lO-*(Lm!lx-Lmia),
где Z-max и ^min " расстояния до дальней и ближней границ обзора
соответственно.
Массу m радиолокационных систем целесообразно рассматривать
состоящей из двух составляющих: трэ — масса радиоэлектронной части (системы
без антенны) и та — массы антенны, т.е.
т = трэ + тпЛ.
Вид зависимости массы трэ от пиковой мощности WniIK и длины
волны X приведен на рис. 5.17. Эта зависимость может быть аппроксимирована
выражением:
трэ=10 + 6,71п(Н'11ик\)>
где трэ в кг; Wn„K в кВт; X в см.
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 219
200
100
та, нг
ma=l2S
100 1000
•УпммХ, кВт-см
10
20
S.H2
Рис. 5.17. Зависимость массы тп э радиолокатора бокового обзора (без антенны) от
пиковой мощности Wn„K и длияы волны \
Рис. 5.18. Зависимость массы та антенны радиолокатора бокового обзора от ее
площади 5
При использовании параболических антенн (радиовысотомер, локатор
подповерхностного зондирования) справедлива зависимость их массы от
диаметра, рассмотренная для СВЧ-радиометров.
Для радиолокаторов бокового обзора масса та антенны зависит от ее
площади S (рис. 5.18). Эта зависимость может быть аппроксимирована
соотношением m = 12S, гдета в кг; S в м2.
Скаттерометр позволяет определить балльность волнения водной
поверхности, а также скорость и направление ветра над ней. Он представляет собой
(рис. 5.19) радиолокационное устройство, работающее в СВЧ-диапазоне
электромагнитного излучения. При этом используется несколько антенных
устройств, имеющих одинаковую диаграмму направленности, но по разному
ориентированных относительно плоскости орбиты спутника и его вектора
скорости.
Антенные устройства последовательно излучают зондирующие импульсы
и затем осуществляют прием отраженного сигнала. Они могут быть
обычными или же состоять из нескольких элементарных антенн, из пятен обзора
которых формируется поле зрения каждой антенной системы в целом.
Величина отраженного сигнала зависит от состояния морской поверхности и от
угловой ориентации направления приходящего зондирующего сигнала к
фронту морской волны (сбоку к волне, вдогонку ей или навстречу). При
спокойной поверхности воды отраженные сигналы всех (например, четырех)
антенн будут одинаковыми. При волнении они будут различными. Так, при
направлении распространения волн вдоль оси III - I (см. рис. 5.19) и при
том от антенны III к антенне I, к двум другим антеннам придут одинаковые
сигналы, первая же и третья получат, их различными, так как формы
поверхности для них будут отличаться одна от другой.
Народнохозяйственные космические комплексы 229
Приемно-передающая щ
антенна "л"
Зондирующий
импульс
Отраженный
сигнал
Взволнованная
поверхность
моря
Следы
сканирующего луча
Направление
v полета
\! ! \ \
Антенный
переключатель
*
Приемник
отраженного
сигнала Lj
Излучатель
зондирующего
импульса
#*01
Ноэффициент
рассеяния
*
Определение
скорости ветра
У\ и его
направления у
относительно
диаграммы
направленности
/-и антенны
\
р
Экспериментальная
зависимость
1:
Определение
снорости ветра
V и его
направления
относительно трассы
НА
Рис. 5.19. Схема работы скатмрометра при определении скорости и направлении ветрц
над водной поверхность» '
Это различие и служит основой при определении балльности волнения
водной поверхности. Для этого заранее одновременно проводятся измерения
космическими, авиационными и надводными средствами и составляется
каталог уровней радиояркостей водной поверхности при различных баллах
волнения и ориентации зондирующего сигнала относительно волны. Данные
каталога впоследствие используются для определения балльности волнения и
направления распространения волн по измерениям радиояркостей со
спутника в различных направлениях. По балльности волнения водной поверхности
и направлению распределения волн на основе существующей статистики
наземных наблюдений определяются наиболее вероятные значения скорости и
направления ветра над водой.
Возможен в принципе другой метод проведения радиолокационных
измерений: по отраженному сигналу определяется не радиояркость
поверхности, а изменение его частоты, связанное с эффектом Доплера. В этом случае
скорость движения волн может быть определена непосредственно по
изменению частоты приходящего сигнала. Это изменение будет наибольшим для
антенны, ориентированной вдоль вектора скорости движения волн, и будет
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 221
нулевым при ориентации антенны в поперечном направлении. Использование
нескольких антенн в этом случае позволяет построить вектор скорости
движения волн, а затем определить их балльность, направление и силу ветра.
Точность траекторых данных должна быть при этом весьма высокой с
тем, чтобы погрешности в определении скорости движения волн составляли
примерно 0,1 ... 1 м/с (скорость морских волн составляет примерно 5 м/с).
Обеспечение таких точностей весьма затруднительно, так как потребует
точности траекторных данных до 0,1 или 1 м/с, а точности ориентации антенн -
соответственно от 3 до 30".
СПЕКТРОФОТОМЕТРИЧЕСКАЯ АППАРАТУРА
Спектрофотометры позволяют определять интенсивность светового
потока от наземного сюжета во всем оптическом диапазоне спектра
(табл. 5.10). В результате может быть получена зависимость интенсивности
от длины волны излучения (спектограмма).
Основной частью спектрофотометра является диспергирующая система,
которая разлагает приходящий световой поток на составляющие по длинам
волн (сплошной спектр). Такими системами могут служить обычная
стеклянная призма (5.20) и дифракционная решетка (рис. 2.21). Получающийся
после призмы сплошной спектр попадает на приемное устройство, где
измеряется интенсивность светового потока. Приемником может служить
фотопленка (тогда аппарат называется спектрографом), а степень почернения
эмульсии служит мерой интенсивности потока. Так же может использоваться
мозаика из фоточувствительных элементов, тогда отдельным частям
разложенного призмой светового потока будет на выходе соответствовать
электрический сигнал, пропорциональный интенсивности потока в этом диапазоне
спектра.
Дифракционная решетка позволяет получить совокупность колец
сплошного спектра, в каждом из которых содержится определенная часть общей
Входная диафрагма
Выходная диафрагма
Усилитель
Онанирующее
зерцало """
Регистрирующее
устройство
(магнитофон)
Диспергирующая
система (призма)
Модулятор
Рис S.20. Схема работы спектрофотометра
Таблица 5.10. Технические характеристики спектрофотометров
Спектрофотометры на К А
Диспергирующий элемент
Спектральный
диапазон, мкм
Спектральное
разрешение, мкм
Число
каналов, шт
Угол поля
зрения,
Диаметр
входного
зрачка, см
Фокусное
расстояние,
см
Масса,
кг
Мощность,
Вт
JRIS
("Нимбус-3")
Интерферометр Майкель-
соиа
6 ... 20
ОД при 20;
0,03 при 6
Непрерывная
развертка по
спектру
15,8
SIRS
("Нимбус-3")
Дифракционная 11
решетка
15
1 ... 0,23
12
41,3
JTPR
("Нимбу с-5")
Набор
фильтров
3,25 .
10,6..
13,1 ..
13,6..
14,14
14,9 ..
17,1 .
4,4
. 11,6
.13,7
.14,3
... 14,9
.15,1
.23,4
1.15
1
0,6
0,9
0,8
0,2
6,3
U
~12...
... 14
сканирующее
зеркало
19,5 22
S-191
("Скайлэб")
SCR
("Нимбу с-5")
Клиновый
фильтр
Набор
фильтров
0,4 ... 2,4
6,2... 15,5
114,94
14,93
14,13
13,76
II 14,97 ...
III100; 47 ...
...51
10 ... 12
IV 2,7;
2.6;
2,3; 3,5
0,1
0,07
0,07
0,06
0,06
0,07
3; 0,66-
18 ... 0,78
0,03 ... 0,05
0,1; 0,003;
0,002;
0,0018; 0,03
Непрерывная
развертка
16
0,06
1,5... 2,5
25,4
12
182 200
f = 33 17.2 16
Sl-1, S1-2 Интерферо- 6,25 ... 25
(Метеор-25, 28, метр Майкель-
29) сона
ФС-1/4
(разрабатываемый)
Тоже
6 ... 25
5 см"
5 см"
2X2
5,6
12
Народнохозяйственные космические комплексы
2
Земля
Приемники
спектрального
излучения
Плоское
зеркало
Приемники
спектрального
излучения
Дифракционная
решётка
Рис. 5.21. Схема спектрометра с дифракционной решеткой
Сферическое
зеркало
энергии приходящего светового потока. Приемники спектрального
излучения позволяют определить интенсивность потока по длине волны.
Достоинством спектрофотометров является их сравнительная простота - за один
цикл работы одновременно получаются характеристики интенсивности для
всего диапазона спектра; недостатком - низкая точность работы (для приз-
менного диспергирующего элемента за счет погрешностей в поглощающих
Спектрограмма
IZ
ЭВМ
Фурье-преобразование
Интерферо-
грамма
Рис. 5.22. Схема работы интерферометра Майкельсона:
1 - источник; 2 - модулятор; 3 - коллиматор; 4 - светоделитель; 5 - подвижное
зеркало; 6 - компенсатор; 7 - неподвижное зеркало; 8 - фокусирующее зеркало-
9 - приемник
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 225
свойствах оптической системы, для дифракционной решетки - за счет
масштабных факторов).
В интенферометре Майкельсона (рис. 5.22) интенсивность потока
определяется последовательно для различных длин волн, что более сложно, но
обеспечивает большую точность измерений за счет более точного
соответствия потока длине волны и возможности использования одного, но более
совершенного, приемного устройства. Для разложения светового потока
здесь используется интерферометрический принцип. Разность хода световых
потоков достигается применением полупрозрачного светоделителя.
Настройка на требуемую длину волны осуществляется изменением положения
подвижного зеркала. Перемещая его можно получать последовательно
интенсивности, соответствующие определенным длинам волн светового потока.
Для увеличения оперативности работы используются специализированные
ЭВМ.
ЛИДАРЫ
•4е' ••••[■I
.".Vooo'.tJ
° о о „ о ° о |
• ° °. О •
Лидары предназначены для дистанционного зондирования атмосферы.
В состав лидара входит источник когерентного излучения, внешняя
оптическая система, приемное и регистрирующее устройства (рис. 5.23). Приемная
система регистрирует отраженные сигналы монохроматичного излучения от
молекулярных и аэрозольных
составляющих атмосферы. Используя затворы с
высоким быстродействием, можно на выходе
приемной системы регистрировать вклад
в интенсивность отраженного сигнала от
рассеивающего слоя атмосферы по трассе
оптического луча. Метод зондирования
основывается на зависимости интенсивности
обратного рассеяния от длины волны
излучения. Если рабочая частота лидара
совпадает с линией поглощения одного из комт
понентов атмосферы, то отраженный сигнал
на данной частоте будет сильнее, чем
отраженный сигнал на частоте, не совпадающей
с линией поглощения какой-либо другой
компоненты атмосферы (в последнем слу-
Рис. 5.23. Схема лидара:
1 - источник когерентного излучения; 2 -
поворотные линзы; 3 - большое зеркало; 4 - малое
Зеркало; 5 - затвор; 6 - интерференционный \
фильтр; 7 - ФЭУ; 8 - магнитофон
Народнохозяйственные космические комплексы
226
чае отраженный сигнал будет обусловлен сугубо рэлеевским рассеянием и от-
ражением от аэрозолей). <
При зондировании сред используется излучение на двух и более частое
тах. При этом одна из них совпадает с линией поглощения одной из
исследуемых компонент; другая — не совпадает ни с одной из возможных компонент.
Разница принимаемого излучения дает возможность учесть влияние среды на
ослабление сигнала и тем самым определить действительную концентрацию
исследуемого вещества (превышение интенсивности отраженного сигнала на
резонансной частоте над нерезонансной будет определяться числом
рассеивающих молекул данного вещества на трассе луча и коэффициентом
обратного рассеяния данного вещества). Монохроматичность излучения и
возможность изменять частоту генерации в определенных пределах позволяет
настраивать генератор излучения на центр профиля линии поглощения данного
вещества, что и дает возможность проведения тонких спектроскопических
измерений концентрации.
Время задержки сигнала дает возможность определять расстояние до
исследуемой области, что позволяет получить пространственное
распределение плотности исследуемой компоненты атмосферы.
Вариантом данной схемы является метод, при котором приемная
система располагается на противоположном конце трассы. При этом сравнивается
ослабление светового пучка на двух частотах, зависящее от полных
коэффициентов ослабления на этих частотах, подобно схеме по отражению.
5.4. СОСТАВ КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ
СИСТЕМЫ НАБЛЮДЕНИЯ ЗА ЗЕМЛЕЙ
Космические комплексы должны надежно распознавать объекты
различных размеров h (от 5 до 5-Ю5 м) с периодичностью Гот нескольких часов
г.сут до нескольких лет (см.
табл. 5.1 и рис. 5.24, где в
координатных осях Л и Г
нанесены точки, обозначенные
номерами, соответствующи- (
ми каждой из задач этой таб- J
лицы и значениям h и Г).
При использовании спутни-,
ков одного типа его аппара-,
тура должна быть высоко- j
качественной и обеспечивать '
Рис. 5.24. Размер h объектов :
и периодичность Г задач
наблюдения за Землей
10"
10*
10'
10
0,1
6,18
,16
14
11*15
Космические
комплексы
непрерывного |29»
наблюдения
-Носмнческие комплексы
фундаментального наблюдения
■+■
13
■+■
■+■
7,21
Космические комлленсы
.оперативного наблюдеиия-
.26
25-
27
Т4С\41,
22 24
42
23
33]
I Зй МИ
28
20
34 36 37 38
м Т «
1
10
ю-1
10°
ю-
10'
5П
10°
А, м
Г
Природные ресурсы 'Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 227
обнаружение малоразмерных объектов (до 5 м), число же спутников должно
быть весьма большим, чтобы позволить с высокой периодичностью (до
0,25 сут) отслеживать объекты и процессы. Так, при высоте круговой
орбиты Я = 103 км для непрерывного наблюдения требуемое число спутников
составит 18 (при допустимом угле места у = 10°). Оно уменьшается с
ростом высоты орбиты и при Я = 104 км становится равным 8. Однако при
этом заметно растет сложность и стоимость специальной аппаратуры за счет
роста высоты наблюдения при неизменных размерах h, а также растут
затраты на выведение спутников. В целом, космический комплекс на основе
однотипных спутников очень сложен и дорог. Он должен решать всю
совокупность задач в координатах h и Г, в том числе и те из них, которым
соответствует высокая периодичность (0,25 сут) и мало размерность объектов (h =
= 5 м), что не требуется для существующих задач.
Увеличение каждой из величин h или Г ведет к удешевлению
космического комплекса. Вместе с тем (см. рис. 5.24) совокупность точек (h, T)
покрывает координатную плоскость неравномерно. Они располагаются в
диагональном направлении от области больших значений Г и малых h к области
малых Г и больших h, оставляя незаполненными левый нижний и правый
верхний углы плоскости, которые соответствуют малым и большим
значениям h и Г одновременно. Это означает, что имеется возможность не
создавать космический комплекс с высокими требованиями по h и Г
одновременно, а создать два или большее их число с различающимися спутниками по
составу аппаратуры, числу в системе и высоте полета с тем, чтобы в
совокупности иметь возможность, с одной стороны, решать все требуемые задачи, и
с другой — по возможности иметь наибольшими хотя бы одну из величин А
или Г. Так, можно создать систему, состоящую из космических комплексов,
основанных на трех типах спутников. Одни из них осуществляют наблюдение
за малоразмерными объектами, но через значительные промежутки
времени, т.е. решают задачу фундаментального наблюдения; другие —
высокооперативное наблюдение, но за крупноразмерными объектами, т.е. решают
задачу как бы непрерывного наблюдения, и, наконец, третьи решают
промежуточную группу задач оперативного наблюдения объектов среднего размера.
Спутники космического комплекса фундаментального наблюдения
обеспечивают наблюдение за малоразмерными объектами через значительные
интервалы времени. При этом для картографических задач необходима
высокая геометрическая точность измерений, для многих других задач
(идентификация минералов, инвентаризация лесных массивов) —высокая
фотометрическая точность (высокая точность измерения светотехнических
характеристик). Технически наиболее просто эти требования выполняются с
помощью фотографической аппаратуры наблюдения. Геометрическая точность
Достигается за счет высококачественной оптики, высокой точности
ориентации объектива относительно плоскости кадра, использования специальных
Устройств для выравнивания пленки во время экспозиции, применения мало-
Деформируемой пленки как до, так и после ее обработки.
Народнохозяйственные космические комплексы
2
Отснятая пленка в кассетах доставляется на Землю в спускаемых
аппаратах при возвращении космонавтов. Затем она транспортируется в центр
обработки, где проявляется и маркируется (дата и время съемки, высота
полета, тип камеры, пленки и т.д.). Вблизи каждого кадра на пленку наносится
световой клин (совокупность засвеченных частей пленки эталонными
источниками света различной интенсивности) для последующей фотометрической
обработки: степень затемнения различных участков пленки сравнивается
с эталонными и отсюда определяется действительное значение интенсивности.
Использование светового клина позволяет избавиться от погрешностей в
фототехнических свойствах пленки (отличия действительной
чувствительности пленки от ее паспортного значения) и отличия процесса обработки от
расчетного.
С пленки делаются отпечатки. При этом плоскости пленки и бумаги
размещают относительно друг друга так, чтобы компенсировались отклонения
угловой ориентации космического объекта и фотокамеры от расчетных, т.е.
чтобы на отпечатке получилось изображение наземного сюжета, каким он
был бы виден из космоса при расчетной угловой ориентации фотоаппарата.
Такие нормализованные снимки с маркировкой светоклином из центра
обработки поступают в отраслевые службы использования результатов
наблюдения из космоса, где проводятся геометрические и фотометрические
измерения объектов снимков, и в результате создаются топографические и
тематические карты.
Фотографическая пленка сильно подвержена влиянию факторов
космического пространства таких, как жесткое электромагнитное излучение
(гамма и рентгеновское излучение) и облучение элементарными частицами.
Если не принимаются специальные меры защиты, то через один-два месяца
пребывания в космосе на пленке (после ее проявления) видна вуаль,
которая уменьшает качество получаемых изображений. Поэтому доставляемая
в космос пленка должна зкспонироваться в течение одного-двух месяцев
и спускаться на Землю. Если столь частые спуски затруднительны, то пленка
должна быть специально защищена от космического излучения или же
проявлена на борту объекта. Поэтому запас пленки должен быть таким, чтобы
с учетом условий по облачности и освещенности он был израсходован
примерно в течение месяца на фотографирование исследуемых районов.
Учитывая низкие требования к периодичности наблюдения, космические
объекты для фундаментального наблюдения могут запускаться по одному
и со значительными перерывами. Приемлемость метеорологических условий
для проведения съемки может быть оценена космонавтом при визуальном
наблюдении или же автоматически на основе анализа освещенности
отраженного солнечного света от Земли: при высокой облачности она весьма велика.
Кроме того, при работе космического объекта в автоматическом режиме без
космонавтов метеорологическая обстановка может быть получена на основе
информации от метеорологических спутников. Наилучшие условия для наб-
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 229
людения обеспечиваются обычно в утренние часы, при угле места Солнца
к горизонту 20 ... 30°. В это время в атмосфере наименьшая дымка за счет
испарившейся под действием Солнца с поверхности Земли влаги и
наименьшее количество пыли, поднявшейся в атмосферу нагретыми восходящими
потоками.
В моменты съемки должна обеспечиваться ориентация фотоаппарата
на исследуемую территорию, что достигается с помощью соответствующей
системы космического объекта. В тех же случаях, когда точность работы
системы ориентации космического объекта оказывается недостаточной,
возможно использование специальной системы, обеспечивающей независимую
ориентацию фотоаппарата в пространстве.
Использование солнечно-синхронной орбиты дает возможность
проводить съемку в практически постоянных условиях по освещенности местности
Солнцем. За все время работы спутника зто позволяет обеспечить наилучшие
условия для съемки всех интересующих районов Земли. Кроме того,
постоянство освещенности и взаимного расположения спутника и Солнца
относительно фотографируемой территории создают благоприятные условия для
фотометрической обработки снимков. В этом случае упрощается задача
составления каталога — он может быть составлен для узкого диапазона значений
освещенности и взаимного расположения лучей Солнца и оптической оси
фотоаппарата относительно снимаемого объекта.
Космические комплексы оперативного наблюдения предназначены для
наблюдения за объектами и процессами средних размеров (более 10 м) и
со средней периодичностью (более 3 сут.). Наилучшим образом задачи
наблюдения решаются при использовании средневысотных орбит (высота
порядка 1000 км). В этом случае обеспечивается обзор областей Земли
значительных размеров (несколько тысяч километров) при допустимых углах места
линии наблюдения (более 15 ... 20°) и, вместе с тем, достаточно высокое
разрешение на местности аппаратурой сравнительно малой массы.
Состав аппаратуры здесь может быть самый полный и охватывать всю
область длин волн электромагнитного излучения (от ультрафиолетового до
длинноволнового радио диапазона). Характеристики аппаратуры по
разрешению на местности, геометрической и фотометрической точности изображения
определяются размерами экономических выгод от задач и затратами на
космический комплекс. При этом решаться будут не только те задачи, которые
условно отнесены к группе задач оперативного наблюдения) но и в какой-то
мере задачи других групп. Высокая оперативность получения и передачи
информации требует использования малоинерционных датчиков систем
получения информации (измерительной аппаратуры спутника) и
быстродействующих систем передачи ее на Землю, обработки и распространения отраслям-
потребителям. Поэтому в видимом и инфракрасном диапазонах
целесообразно использование измерительных систем телевизионного типа, передача
данных - через радиоканалы.
Народнохозяйственные космические комплексы 23
При высоте полета около 1000 км время полного охвата всей поверх^
ности Земли (при ширине полосы захвата 200 км) составляет 15 ... 20 сут.
для одного спутника. Многие из задач требуют большой оперативности при
сравнительно высоких требованиях к разрешению. Может оказаться, что при
существенно высокой важности этих задач (в смысле получаемого от них
отраслями дополнительного дохода) потребуется использование нескольких
спутников в системе.
Поток информации от этих спутников весьма велик (порядка 10 ...
1014 бит/сут.). Его обработка весьма трудоемка и эффективно может быть
проведена при использовании быстродействующих специализированных
машин. Возможны мероприятия, сокращающие объем передаваемой на Землю
информации, без ущерба для качества работы системы: учет перекрытия
полос обзора в приполярных областях и выключение аппаратуры над ними на
части витков; постоянное включение аппаратуры над наиболее интересными
районами Земли и более редкое — над другими; предварительный анализ
на борту измерительной информации на предмет важности и принятия
решения о целесообразности ее передачи на Землю. Существенно упрощает
процесс автоматической обработки использование солнечно-синхроной орбиты,
при которой практически постоянна освещенность объектов Солнцем во
время съемки. Кроме того, такие орбиты позволяют проводить глобальный
обзор всей Земли, включая и ее полярные области.
Различие приборов, необходимых для решения различных задач, средств
обеспечения их работы, районов и частоты наблюдения, обосновывают
необходимость создания нескольких типов спутников: метеорологических, для
наблюдения за сушей и океаном. Количество спутников каждого типа в
системе может быть различным; различным может быть и высота их полета.
При передаче результатов наблюдения объем информации за время /
может быть оценен из следующего соотношения-
k S
/= 2 -f log2^, (5.13)
к «■
где SK — площадь наблюдаемой поверхности Земли в канале к за время t;
RK — разрешение на местности в канале к; gK — число градаций яркости
изображения в канале к; к — число спектральных каналов.
В этом соотношении величина SKRK определяет число элементов
разрешения, наблюдаемых со спутника за время t; log2gK число элементов
кодирования, необходимых для передачи в двоичной системе характеристик
яркости элементов наблюденияRKXRK при числе градаций^.
Площадь наблюдения пропорциональна площади SK кадра и их числу
пК, поэтому возможна следующая запись соотношения:
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы
Суточный объем обрабатываемой информации
N k S
/=Б 2 -^\og2gnK, (5.15)
п к Кпк
где SnK — площадь поверхности Земли, наблюдаемая за сутки в канале к
спутником п; RnK — разрешение в канале к спутника п; g„K —число
градаций яркости в канале к спутника и; N — число спутников в системе.
Для информационных систем затраты на разработку Q и эксплуатацию
С3 линий передачи и средств обработки информации пропорциональны
натуральному логарифму от передаваемой и перерабатываемой информации, т.е.
С, =tfiln/; (5.16)
Сз=^з1пЛ (5.17)
гдеК\, Кг — постоянные коэффициенты.
Разработка линии передачи и центра обработки информации для
спутника США "Лэндсат С" составила 15-10 долл. при информативности системы
/= 16-Ю6 бит/с. Затраты на эксплуатацию составляют 9-106 долл/год.
Отсюда могут быть определены приближенные значения коэффициентов
Кг =910* долл; К3 = 5,4105 долл/год.
Космические комплексы непрерывного наблюдения призваны
обеспечивать наблюдение за крупноразмерными процессами и объектами на
поверхности Земли и в атмосфере. Наиболее удобно спутники этих комплексов
располагать на стационарной орбите. Большая высота этой орбиты позволяет
обозревать большие области Земли и особенно экваториальную часть и
средние широты, наиболее интересные с точки зрения формирования погодных
процессов. Высокие северные и южные широты (50 ... 60°) менее удобны
для наблюдения, но и здесь различимы крупномасштабные объекты, такие
как граница снежнего покрова, циклоны, зоны осадков и др. Три таких
спутника способны обеспечить полный обзор всей приэкваториальной зоны,
средних, а также частично высоких южных и северных широт.
Неподвижность относительно поверхности Земли спутников на
стационарной орбите делает ее особенно предпочтительной. В этом случае наземные
объекты и процессы могут наблюдаться сколь угодно продолжительно при
неизменном относительном положении к спутнику. Это позволяет
наилучшим образом выявить изменение их состояния и проследить за всем циклом
развития — от зарождения до разрушения. Кроме того, появляются большие
возможности по использованию больших времен экспозиции: на время
экспозиции в этом случае не оказывает влияние скорость относительного дви-
Народнохозяйственные космические комплексы
232
жения спутника и поверхности Земли, определяющим фактором становится
длительность просмотра всей области Земли, что определяет оперативность
наблюдения, а также требование к точности угловой стабилизации, влияюще"
на "смаз" изображения при съемке наземного сюжета.
Спутники на стационарной орбите удобны в управлении и в организац
наземных средств приема информации. Каждый из них может управлятьс
с одной станции, на одну станцию может передаваться измерительная инфор
мация. При этом антенные устройства станций могут быть неподвиж
ными.
Высокая оперативность обусловливает использование на спутниках из
мерительных систем телевизионного типа. Состав аппаратуры и ее измери
тельные характеристики определяются составом решаемых задач, их важ
ностью и затратами на разработку, создание и эксплуатацию космическог
комплекса. От этих факторов зависит число спутников и скорость получен"
потребителями измерительной информации. При этом может оказаться, что
не все задачи будут решены в полном объеме. Часть из них, которая требует
высокостоящей аппаратуры и вместе с тем имеет малую значимость для
народного хозяйства, может либо вовсе не решаться с помощью космических
средств, или же решаться лишь частично.
Получаемая информация может передаваться по радиоканалу в реальном
масштабе времени. Принятая наземными станциями информация по
наземным каналам связи поступает в центр обработки. Здесь она очищается от
шумов, маркируется и нормалирзуется, т.е. устраняется влияние погрешностей
работы систем ориентации на изображение. Изображение может быть
трансформировано в какую-либо из географических проекций, что облегчает
работу в части отождествления одних и тех же объектов на изображениях,
получаемых в различное время.
Таким образом предварительно обработанная информация передается
в отраслевые службы для использования. Наиболее оперативно это может
быть сделано по радиоканалам или обычным (кабельным) линиям связи.
Здесь она может быть восстановлена в виде телевизионного изображения,
по которому визуально можно судить о происходящих качественных
изменениях в процессе и объектах (зарождение, местонахождение и направление
перемещения циклонов, изменение границы снежного и ледового покровов
и т.д.). Для более детального исследования могут быть получены
фотоснимки этих изображений и получена фотометрическая обработка отдельных
наиболее интересных районов (загрязнения океана и суши).
Возможно проведение автоматизированной обработки информации.
В этом случае каждое последующее изображение поэлементно может
сравниваться с предыдущим и определяться степень изменения сюжета. Если
изменения имеют место, то эта часть изображения подвергается более
тщательному исследованию с участием оператора или автоматически. В
последнем случае результат наблюдения может быть выдан в наиболее удобном для
Народнохозяйственные космические комплексы
234
использования виде (скорости перемещения циклона, азимута этого вектора
скорости, контурной карты границы снега или льда и т.д.).
Автоматизация обработки результатов наблюдения со стационарных
спутников затрудняется переменностью по времени освещения районов
Земли Солнцем. Поэтому каталог яркостей объектов и процессов должен быть
составлен применительно к широкому диапазону высотных углов Солнца
к горизонту и взаимному расположению Солнца и спутника относительно
наземных объектов.
Возможно наличие нескольких типов спутников наблюдения на
стационарной орбите. Это может быть связано с различием задач, которые должны
решаться над различными районами Земли, или с различием требований к
служебным системам спутника (особенно к системам- ориентации и
стабилизации) . Так, могут быть разделены спутники наблюдения за
метеорологическими явлениями и поверхностью Земли. Метеорология требует
обязательного глобального обзора; метеорологические процессы весьма крупных
размеров и поэтому не требуется высоких разрешений на местности. Поэтому
таких спутников целесообразно иметь три и они могут использовать
сравнительно грубую систему ориентации.
Наблюдение за поверхностью Земли может быть ограничено наиболее
интересными ее районами и потому спутников может потребоваться меньшее
количество, чем три. Кроме того, различие объектов и процессов в этом
случае таковы, что необходима аппаратура с высоким разрешением на местности.
Поэтому точность ориентации и стабилизации также должна быть высокой.
По аналогичным соображениям могут быть созданы два типа спутников для
наблюдения за сушей и океаном соответственно.
Для передачи информации от спутников оперативного и непрерывного
наблюдения на наземные приемные станции могут быть использованы связные
спутники. Вместе с тем сами спутники наблюдения могут использоваться для
съема измерительной информации с буйковых станций и шаров-зондов.
Совокупность наиболее типичных космических средств наблюдения за Землей
и их взаимодействие со спутниками связи и с океаническими буйковыми
станциями и атмосферными шарами-зондами показана на рис. 2.25.
5.5. ВРЕМЯ ОБНАРУЖЕНИЯ ПРОЦЕССОВ
Поверхность Земли и атмосферу можно рассматривать как следствие
происхождения и действующих в настоящее время процессов. Они
характеризуются следующими последовательно протекающими фазами
формированием благоприятных условий, зарождением, развитием, действием,
разрушением и последействием. Так, для снежных лавин фазой формирования
благоприятных условий является образование снеговой облачности над
горным районом; фазой зарождения — формирование снежных наносов;
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 235
развития — отрыв снежных масс и их ускоренное движение по склону;
действия — движение с высокой скоростью лавины по склонам и кулуарам;
разрушения — замедление скорости движения и остановка лавины; фазой
последействия — снежная масса лавины. Для лесных пожаров фазой
формирования благоприятных условий является длительная сухая погода и
последующая грозовая деятельность; фазой зарождения — загорание объектов
от молнии; развития — загорание соседних объектов и образование фронта
пламени; действия — образование пожарища и расширение фронта пламени;
разрушения — разрыв фронта пламени и его ликвидация; последействия —
пожарище.
Наблюдение за фазой формирования благоприятных условий особенно
важно для кратковременно (дни, часы) и очень кратковременно (минуты и
секунды) действующих процессов (наводнения, циклоны,тайфуны, штормы,
лесные пожары, извержение вулканов, снежные лавины, грозовая
деятельность, землетрясения, цунами), так как продолжительность этой фазы может
существенно превышать (в десятки, сотни и более раз) время протекания
остальных фаз (зарождения, развития, действия и разрушения). Это
существенно расширяет возможности прогнозирования времени, места и
интенсивности процессов.
Фазы зарождения и развития процесса также могут быть сравнительно
продолжительными для кратковременно и длительно (недели, месяцы)
существующих процессов (циклоны, пожары, болезни растительности,
загрязнения атмосферы, суши, воды). Определение признаков этих фаз
позволяет повысить надежность выявления процессов.
Для очень длительных (годы, десятки лет) процессов (геоботанических,
геоморфологических) измерение характеристик объектов, свойственных
этим фазам, имеет самостоятельное значение для использования отраслями.
Так, при инвентаризации лесных массивов необходимо знать их возраст, для
навигации необходима информация о зарождении отмелей.
Информация о фазе действия важна для всех процессов, так как в этой
фазе проявляются характерные для них признаки. Однако наблюдение за
этой фазой очень кратковременных процессов весьма затруднительно даже
со стационарных орбит из-за очень малого времени их протекания. Фаза
действия кратковременных процессов более продолжительна (часы, дни) и
потому может быть хорошо наблюдаема со стационарной орбиты. Со средневы-
сотных орбит (тысячи километров) наблюдение за этой фазой
кратковременных процессов также становится затруднительным в силу их
сравнительной кратковременности по сравнению с периодом обзора спутников
(порядка 20 дней).
Такие спутники успешно могут наблюдать за фазой действия длительных
(недели, месяцы) процессов (вегетационные, морские биологические,
эрозионные, снеговой покров, болезни растительности, загрязнение биосферы)
и тем более за фазой действия постоянно существующих (сотни лет и бо-
Народнохозяйственные космические комплексы
236
лее) процессов (геоморфологических, гляциологических,
термодинамических в почве, водоемах и атмосфере). Однако наблюдение за объектами фазы
действия ряда постоянных процессов (геоморфологических) требует
большой детальности, что вызывает необходимость использования низких орбит.
Фазы разрушения, как и фазы развития, сравнительно продолжительны
для кратковременных и длительных процессов. Наблюдение за этой фазой
позволяет ретроспективно восстановить характеристики прошедших фаз
процесса и использовать эту информацию для прогнозировани последствий
его деятельности.
Такое же значение имеет информация о заключительной фазе процессов
— фазе последействия. Она весьма продолжительна и особенно важна для
очень кратковременных процессов.
При непрерывном обзоре всей Земли в принципе возможно наблюдение
всех фаз всех процессов. Практически создание такой системы
представляется весьма трудоемкой проблемой и наблюдение даже со стационарной
орбиты будет иметь разрывы по времени (десятки минут), вызванные
особенностями работы аппаратуры дистанционного зондирования (период
сканирования телевизионной системы, время экспозиции и считывания элементов
изображения кадровой телевизионной системы) и ограниченностью
возможностей системы передачи и обработки информации. Поэтому гарантированное
наблюдение всех фаз и особенно наиболее важной фазы — фазы действия
очень кратковременных процессов представляется практически
неосуществимым. Для средневысотных и низковысотных систем периодичность
наблюдения составляет сутки и недели. В этом случае подавляющее
большинство очень кратковременных и кратковременных процессов не смогут быть
наблюдаемы вовсе. Исключение составят те из них, у которых проявляются
признаки фазы формирования благоприятных условий зарождения процесса
и время формирования достаточно большое (часы, сутки). Более полно
будут наблюдаться длительные процессы, наконец, постоянные процессы будут
наблюдаться всегда в фазе действия.
Полноту наблюдения происходящих процессов космической системой
с периодичностью обзора Т можно охарактеризовать математическим
ожиданием Af (ju) времени р запаздывания обнаружения процесса:
Т Т
M{ii) = / (Г - 0)/(*)ДО = / (Г - t>)/0>)d# при Г„ < Т;
Т-ТП о
Т
ВД = /(Г - *)/(*)«« при Тп>Т,
о
где/(#) — плотность распределения вероятностей возникновения случайного
процесса; ^ и fj - время двух последовательных точек наблюдения
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы
237
Гп , относительная величина
1.0Т I
Рис 5.26. Схема обнаружения процесса:
*i> f2 _ время двух последовательных точек
наблюдения; v - время от момента tx до начала
первой фазы процесса; ц - время от начала первой
фазы до обнаружения процесса в момент tt, fH,
tK - соответственно время начала и конца
процесса; Гп - общая продолжительность процесса
Рис. 5.27. Зависимости Гп от М (р.)
(рис. 5.26); ■& — время, прошедшее от
момента tt до начала первой фазы процесса;
Тп — общая продолжительность всех фаз
Процесса.
При равномерной плотности распределения вероятностей начала
случайных процессов по времени математическое ожиданиеМ(ц) будет равно:
0,1Т 0,2Т 0,ЗТ 0,4Т 0,5Т
m=s
о
Тп
м=! -
о
Г - в
Тп
d# = #
IT
= Г -
гт
для Гп < Т;
d&= — для Гп > Т.
2
На рис. 5.27 приведена зависимость математического ожидания времени
обнаружения процесса M(/i) от продолжительности ТП. Видно, что при малых
продолжительностях Тп процесса по сравнению с периодичностью обзора
Т(ТП <0,1Г) математическое ожидание задержки обнаружения будет близко
к продолжительности самого процесса из-за низкой вероятности
Тп/Тнаблюдения процесса. Это означает, что процессы в этом случае будут
обнаруживаться весьма редко.
С ростом Тп величина М(д) смещается к середине длительности Гп, и
при Тп = Т она становится равной Г/2. Дальнейшее увеличение Тп не ведет
к изменению М(д) для первого момента обнаружения процесса.
5.6. ВЕРОЯТНОСТЬ НАБЛЮДЕНИЯ
И ОПОЗНАВАНИЯ ПРОЦЕССОВ И ОБЪЕКТОВ
Все окружающие нас объекты имеют различные спектральные
характеристики. Это объясняется большим диапазоном длин волн
электромагнитного излучения и значительным диапазоном интенсивности излучения.
Народнохозяйственные космические комплексы
238
В отдельных интервалах длин волн интенсивности излучения
отражающих объектов могут совпадать. При этом для одних интервалов этих
совпадений может оказаться больше, для других — меньше. С точки зрения
опознавания объектов или их индикации более удобен диапазон, где совпадений
меньше и где спектральные яркости более равномерно распределены по
всему диапазону. Таким диапазоном волн для большинства наземных объектов
является X = 0,45 ... 0,66 мкм в видимой части спектра. Имея изображение
Земли в этом диапазоне, можно по измерениям интенсивности излучения от
различных объектов определить их тип. Вероятность такого выявления не
будет весьма высокой, так как одни и те же интенсивности в этом диапазоне
могут одновременно иметь многие объекты.
Можно использовать еще один диапазон длин волн и в нем измерить
интенсивность излучения от тех же объектов. Так как он не самый лучший
(самый лучший мы рассмотрели раньше), то здесь будет еще большее
количество совпадений по интенсивности излучения. Но дело в том, что совпадения
в данном случае относятся к другим группам объектов, и потому это
существенно повысит распознавательную способность системы в целом.
Например, возьмем пять объектов: снег, песок, воду, лес и траву. На
снимках в первом диапазоне отмечено совпадение интенсивности излучения
от снега и песка, воды и леса, на снимках второго диапазона — от снега и
воды, песка, леса и травы. Используя изображение земной поверхности только
в первом диапазоне, трудно было бы разделить объекты с совпадающими
интенсивностями излучения: снег — песок; вода —лес. Из этого снимка
достоверно можно было бы определить только поверхность, покрытую травой,
так как интенсивность излучения от травы не совпадает с другими
объектами. Наличие изображений того же участка Земли во втором диапазоне
спектра позволяет опознать все другие объекты. Остальные точки первого
диапазона, имеющие ту же интенсивность, дают песок; второго снимка — воду и
т.д. Таким образом, могут быть выявлены все рассматриваемые объекты.
Использование двух диапазонов повышает вероятность распознавания
значительного числа объектов до значения 0,7 ... 0,75. Три диапазона доводят
вероятность распознавания примерно до 0,8 ... 0,85; четыре — до 0,9 ... 0,92;
пять до 0,95. Таким образом, большинство объектов может быть распознано
при использовании трех-пяти диапазонов длин волн, имеющих примерно
следующие значения: X = 0,45 ... 0,55; 0,5 ... 0,6; 0,7 ... 0,8; 0,9 ... 1,15; 1,5 ...
1,7 мкм.
Заполнение всего диапазона электромагнитного излучения такими
интервалами позволило бы получить полную спектральную картину каждого
объекта и с вероятностью, очень близкой к единице, опознать каждый из них.
Но это потребует очень большого набора аппаратуры, и потому его
использование практически нереально. Единичный же спектр недостаточен, хотя и
прост, и удобен с точки зрения в весовых, габаритных и стоимостных
характеристик.
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 239
Наиболее целесообразно использование трех-пяти спектров. Те же
объекты, которые не охватываются надежно этими спектрами, смогут
распознаваться изменением длин волн в диапазонах спектров при сохранении их
числа. Таким путем можно ухудшить условия наблюдения за частью ранее
обнаруженных объектов и улучшить их для меньшей части необнаруженных.
При обычном фотографировании изображение на пленке складывается
из различной степени затемненных элементов эмульсии. Это затемнение
пропорционально световому потоку, пришедшему от каждого объекта,
находящегося на поверхности Земли. В данном случае диапазон волн
электромагнитного излучения составляет примерно всю видимую область спектра, т.е.
на пленке видно интегральное воздействие отраженного от объекта света в
широком диапазоне длин волн. И если на узкоспектральной фотографии
изображаются только те объекты, которые отражают электромагнитные
волны в используемом приемной аппаратурой узком диапазоне длин волн
(остальные могут не получиться), то при обычном фотографировании
имеется возможность получить изображение почти всех объектов. Кроме того,
в этом последнем случае лучше видны полутона и их контуры, что повышает
опознавательную способность изображения в целом. Поэтому с точки зрения
распознавания объектов обычное фотографирование, как правило, более
информативно, чем одно узкоспектральное.
Если же в разных спектрах одновременно делают несколько
узкоспектральных фотографий, то такое фотографирование становится более
эффективным, чем обычное, поскольку увеличивается общий объем информации
об объектах. Действительно, обычная фотография по существу аналогична
одной узкоспектральной и лишь вследствие расширенного диапазона волн
несколько расширяется ее информативность. Вместе с тем, по каждому
объекту в обоих случаях можно получить лишь одно измерение
интенсивности пришедшей от них световой энергии. Надежность распознавания
объектов и возможности их дальнейшего исследования в случае обычного
фотографировании не слишком высоки. При наличии же нескольких узких
спектральных изображений открывается возможность проведения такого
количества измерений по каждому объекту, сколько используется диапазонов
спектра.
При узкоспектральном фотографировании необходимо знать
спектральные характеристики объектов, по крайней мере во всех выбранных
диапазонах спектра для их обнаружения. Помимо большого количества самих
объектов их характеристики существенно изменяются по времени года, по степени
развития (растительность, пожары) и по другим причинам.
На участках, обладающих типичными рельефом, почвами,
растительностью, проводятся наземные, самолетные и спутниковые измерения в
разные времена года, при разных состояниях атмосферы, в разное время суток.
Результаты измерений систематизируются и оформляются в виде каталога,
который является основой для дешифрирования узкоспектральных
изображений поверхности Земли.
Народнохозяйственные космические комплексы 240
Каждой фазе процесса может быть сопоставлен свой комплекс
признаков. Прежде всего это характерная совокупность объектов (облака, шлейф
дыма, волнение океана и т.д.) с определенными свойствами (форма,
размеры, температура, давление, влажность, цвет и т.д.) . Затем, взаимное
расположение объектов и, наконец, характер их перемещения. Измерение этих
характеристик объектов позволяет определить связанный с ними тип процесса,
а также фазу его развития.
Так, применительно к снежным лавинам характерными признаками
процесса будут: снеговая облачность над горным районом в фазе
формирования благоприятных условий; большие массы снега на крутых участках
местности в фазе зарождения; резкое изменение конфигурации снегового
покрова при отрыве массы снега и появление движущейся по склону снежной
лавины в фазе развития; двужущаяся с большой скоростью лавина и
сопровождающее ее снеговое облако в фазе действия; замедление движения
лавины и след ее в долинной части в фазе разрушения; и, наконец, масса снега
снежной лавины, след ее движения и изменение сюжета окружающей
местности (поломанные деревья, разрушенные строения) от разрушительного
действия лавины в фазе последействия. Дня лесного пожара для фазы
формирования благоприятных условий характерны низкая влажность атмосферы
в лесистом районе в течение длительного времени; для фазы зарождения —
облачность и грозовые разряды; для фазы развития —локальное повышение
температуры поверхности Земли, изменение цвета ограниченного района
леса и появление шлейфа дыма; для фазы действия — повышенная
температура, изменение цвета и шлейф дыма значительных размеров; для фазы
разрушения — разрывы во фронте пламени и уменьшение его общей длины,
а также, возможно, появление дождевой облачности и выпадение осадков;
для фазы последействия - изменение сюжета за счет выгоревших деревьев
и строений и изменение его цвета.
Необходимым условием наблюдения объектов, характерных для фаз
процесса, с борта спутника является соблюдение ряда требований к его
бортовой аппаратуре. Прежде всего необходимо, чтобы протяженность R
природного объекта была бы большей, чем разрешающая способность бортовой
аппаратуры Ла, т.е. чтобы соблюдалось условие R > Ла- В этом случае на
изображении будет присутствовать один или большее число элементов иссле
дуемого объекта с энергетической яркостью, соответствующей яркости этог
объекта, что дает возможность вести работы по его отождествлению.
Кроме того, необходимо, чтобы энергетический контраст Ъ природног
объекта на фоне других сопутствующих ему объектов на поверхности Земл
превышал энергетическую пороговую чувствительность ba приемной
аппаратуры спутника, т.е. чтобы выполнялось условие Ь> ЬЛВ этом случае
исследуемый объект будет выделяться на получаемом изображении земной
поверхности относительно других объектов и поэтому могут вестись работы
по его опознанию*
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 241
В зависимости от длительности ТП всех фаз,периодичности Т и
продолжительности обзора процессы могут наблюдаться все или частично, а также во
всех фазах или части их. Так, при глобальном обзоре поверхности Земли и
при длительности Тп процессов, равной или превышающей периодичность
Т обзора, все эти процессы будут непременно наблюдаться хотя бы в одной
своей фазе. Дня наблюдения всех фаз необходимо, чтобы время обзора было
равно или превышало время Гц процесса. Для наблюдения за всеми процес^
сами во всех фазах оно должно быть непрерывным. При длительности Тп
процесса меньшей периодичности Т обзора вероятность Р его наблюдения
хотя бы в одной из фаз будет носить случайный характер. Вероятность
Р(Т) наблюдения будет
Р(Т) = TJT. (5.18)
Статистический анализ всей совокупности природных процессов и
объектов с точки зрения взаимосвязи вероятности Р их обнаружения и величин Гп,
R и b показывает, что они могут быть достаточно хорошо аппроксимированы
логарифмически — нормальным законом распределения:
1 » -/2/2
/>(м) = 1 ==- Je dt, (5.19)
V27T _ „
lgz - Xgzn „ _
где и = ; 2 — переменная, в качестве которой могут быть величи-
ны Т, R, b; lgz0 - математическое ожидание величины lgz; az — среднее
квадратичное отклонение величины lgz; t - произвольный параметр.
При анализе влияния периодичности наблюдения Т все процессы могут
быть разбиты на три группы: сравнительно длительные процессы,
происходящие на суше; процессы, происходящие в океане, характерные для
оперативного наблюдения, и процессы, происходящие в атмосфере, на суше и в
океане, характерные для непрерывного наблюдения. Тогда количество
наблюдаемых процессов и объектов относительно их общего числа или полнота
решения задачи обнаружения в зависимости от периодичности обзора может быть
Представлена графически (рис. 5.28) .
При анализе влияния пространственного разрешения R бортовой
аппаратуры спутника ,на количество наблюдаемых объектов из их общего числа
все процессы и объекты могут быть разбиты на две группы: объекты суши
и океана. Тогда полнота решения задачи обнаружения в зависимости от R
Может быть представлена в виде, показанном на рис. 5.29.
Влияние соотношения пороговой энергетической чувствительности
6а аппаратуры к энергетическому контрасту одинаково для всех объектов
и графически может быть представлено рис. 5.30.
Народнохозяйственные космические комплексы 242
PIT)
0,8
0,4
Объекты океана
при оперативном
наблюдении
/>(R)
Объекты атмосферы,
суши и океана при
непрерывном
наблюдении
Объенты суши
при
оперативном
наблюдении
0,8
0,4
J_
Объекты \
суши]—\
\
>
ч
Объенты
онеана
10° 101
10J
ю5
Т, ч
10'
ю2 юэ
ю4 ю5
Яя, м
Рис. 5.28. Зависимость вероятности Р(Т) события, при котором временной цикл Гц
существования природного объекта превышает период Т обновления информации
космической системой, от времени Т при оперативном наблюдении объектов и
процессов в атмосфере, океане н на суше
Рис. 5.29. Зависимость вероятности P(R) события, при котором протяженность
природного объекта R превышает протяженность элемента разрешения Ла бортовой
аппаратуры, от Ла для объектов суши и океана
Достоверность опознания процесса и точность оценки его физических
параметров определяются, с одной стороны, степенью изученности
сопутствующих ему признаков на различных фазах его развития и, с другой
стороны, точностью измерения этих признаков. Из космоса эти свойства
определяются на основе дистанционных измерений величин яркости L к в
спектральных диапазонах к (к = 1,..., М). Для выявления объекта и оценки его
состояния используются эталонные данные L к, с которыми проводится сравнение
измеренных яркостей LK в канале к = 1, ...,М, и таким образом
определяется, к какой известной группе принадлежит этот объект и в каком из
известных состояний он находится.
Яркость объекта существенно зависит от условий освещения Солнцем
и его физического состояния. Освещение наземных объектов Солнцем
меняется по времени суток, года и во многом определяется облачностью и
состоянием атмосферы. Для определения физического состояния объектов
необходимы обширные эталонные данные, объем которых во многом
определяется широтой диапазона возможных изменений физических характеристик
объектов. Все это требует проведения больших работ по составлению
каталогов эгалонных данных и организации службы определения
метеорологической обстановки атмосферы в момент проведения наблюдения, а также
принятию соответствующих мер, ограничивающих диапазон изменения
переменных. В частности, одной из самых действенных мер является использование
солнечно-синхронных орбит, позволяющих проводить наблюдение в одно и
то же местное время.
Число М и тип используемых спектральных диапазонов наблюдения сыг-
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 243
0,8
0,4
Р(АЬ
i)
10°
10^
max °mjn
Р(М)
0,9
0,7
OF)
'//
?Д
(
^
-0,5
0,25
1
6 8 10 12 14 16
Рис 5.30. Зависимость вероятности P{Ab) события, при котором энергетический
контраст ЛЬ наблюдаемого природного объекта выше энергетической пороговой
чувствительности Ьл бортовой аппаратуры, от отношения 6а| 0>max - *min^ B пР°Центах
Рис 5.31. Зависимость вероятности правильной интерпретации природных объектов
от числа М спектральных каналов и от отношения лЬ/а энергетического контраста
Дй объектов к среднему квадратичному отклонению а его яркости
рают решающую роль в достоверности идентификации объекта. Вид
зависимости вероятности Р(М) правильной интерпретации природных объектов от
числа М для различных значений отношения энергетического контраста Д6
объекта (энергетического перепада между объектом и фоном) к среднему
квадратичному отклонению а его яркости (зависит от неоднородности
объекта, атмосферы освещения, погрешностей аппаратуры) приведены на
рис. 5.31.
В табл. 5.11, 5.12 содержатся коэффициенты спектральной яркости почв,
трав, снега, пшеницы, ячменя, деревьев, воды в зависимости от длины волны
наблюдения \. Эти коэффициенты даны для различных физических
состояний объектов и для различных взаимных расположений измерительной
аппаратуры относительно направления солнечных лучей, характеризуемых
зенитным углом и азимутом А (рис. 5.32).
Таблица 5.11. Коэффициенты спектральной яркости почв
различных типов А = 90° ; Д = 45°
Объект
Глина
Известняк
Ил
Песок
Песчаник
Почва подзолистая
Чернозем
\ = 0,4 мкм
0,355
0,233
0,200
0,179
0,400
0,046
0,037
\= 0,5 мкм
0,610
0,410
0,210
0,238
0,578
0,059
0,040
\= 0,6 мкм
0,700
0,597
0,193
0,314
0,640
0,082
0,041
Народнохозяйственные космические комплексы 2
Таблица 5.12. Коэффициенты спектральной яркости трав
различных видов А = 90° ; /3 = 45°
Объект
\ = 0,4 мкм
\= 0,5 мкм
\ = 0,6 мкм
А. = 0,8 мк
Бурьян, начало осени
Камыш, начало осени
Луг скошенный
Луг заливной
Пшеница после
колошения
0,031
0,054
0,030
0,015
0,028
0,037
0,070
0,055
0,029
0,069
0,056
0,088
0,105
' 0,061
0,132
0,226
0,622
0,377
0,368
0,738
Направление
солнечных
лучей
Местная
Z\ i вертиналь
Рис 5.32. Схема размещения аппаратуры набх
дения относительно объекта и направления солн
ных лучей
Объект
наблюдения
Жесткие требования к точности
определения яркости предъявляются при решении
задачи определения состояния объектов
(фаз созревания растений, влажности и т д.)
и разделения их внутри одного вида
(породы деревьев, типы почв и т.д.). Так, семь
видов почвы различаются в трех каналах
при погрешности в яркости до 10 %, такие
же погрешности допустимы и для определения типов водоемов (чистая и
мутная реки, арык) и пяти видов трав при наблюдении в трех
каналах.Созревание злаковых, возраст деревьев и сезонные изменения древостоев
требуют для их определения измерения яркостей с погрешностью, не
превышающей от 3 ... 30 % при наблюдении в трех каналах.
Видно, что опознание объектов по яркостным признакам требует
высоких точностей измерений, а также эталонных данных, учитывающих сезонные,
временные и атмосферные факторы. Состояние атмосферы (влажность,
запыленность, дымка, перистые облака) оказывает существенное влияние
(до сотен процентов) на яркостные характеристики наземных объектов.
Изменение возвышения Солнца над горизонтом может привести к
многократному изменению яркости. К столь же сильному изменению может
привести и изменение взаимного расположения аппаратуры наблюдения
относительно объекта и солнечных лучей.
Наблюдение из космоса за наземными объектами с помощью
аппаратуры, работающей в видимом и инфракрасном диапазоне спектра
электромагнитного излучения, через облака невозможно. Это ведет к уменьшению
площади обзора и к сокращению числа выявленных природных процессов.
Вероятность Р]к обнаружения объекта / при наблюдении его в диапазоне
к меньше вероятности Р/к, полученной без учета облачности. Эта вероятность
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 245
Р/к =(1-0,15)/%, (5.20)
где S — балльность облачности, которая с точностью до множителя 10
соответствует отношению площади небосвода над рассматриваемым районом,
покрытому облаками, к площади небосвода, свободного от них (например,
балльность облачности S = 3 соответствует отношению площадей облаков
и чистого небосвода 0,3).
При проведении картирования и при выявлении медленно меняющихся
процессов требования к оперативности получения информации невысоки и
поэтому проблема облачности решается выбором подходящего времени
наблюдения, при котором над интересующим районом Земли облачность или
полностью отсутствует, или незначительна. Аналогично в этом случае
решается и проблема освещенности для аппаратуры, работающей по отраженному
солнечному свету: наблюдение проводится в наиболее благоприятные для
этого моменты времени.
При наблюдении за быстроменяющимися процессами требования к
оперативности получения информации весьма высоки и потому в этом случае
необходимо вести наблюдение в различных условиях по освещенности и
облачности. Для этого используется радиотехническая аппаратура (СВЧ и
метрового диапазона), которая позволяет вести наблюдение как на ночной, так
и на дневной стороне Земли* а также при наблюдении облачности.
Инфракрасная аппаратура, работающая по собственному излучению, используется
при различных условиях по освещенности.
При распознавании природных объектов по спектральным признакам
с использованием процедуры многоспектральной статистической
классификации, которая широко применяется в настоящее время при визуально-
инструментальной и автоматической классификации природных объектов,
можно использовать в качестве оценки для вероятности их правильной
идентификации выражение
-L
Р(М) = 1 —- / е dt, (5.21)
у/тп
2
где
/ /
ДХ,= 2 2 PjPjMjj (5.22)
i=i/=i
- среднее информационное расхождение между распознаваемыми объек- i
тами;
Щ,= {В{ -З/ДК-'Й -В/) (5.23)
Народнохозяйственные космические комплексы
246
— информационное расхождение между двумя /и/ из распознаваемых объек-
тов е; Bj , Bj — векторы средних значений измеряемых параметров для
объектов /и/; ДК — корреляционная матрица, обусловливаемая величинами
и взаимосвязью ошибок измерения и отклонений параметров
действительных объектов и процессов от их средних значений; Pj, P/ — априорные
вероятности наличия объектов /', / при проведении измерений; t — произвольный
параметр.
Соотношение (5.21) справедливо для нормального распределения откло-
—> —>
нений компонент матриц ДВ;/- = Bj — Bj от средних значений погрешностей
измерения. В связи с тем, что нормальному закону распределения
соответствует наименьшее информационное расхождение AL на фоне других
законов, получаемое при этом значение вероятности Р при прочих равных
условиях является наименьшим.
В зависимости от структуры и содержания матрицы ДК наибольшее
информационное расхождение имеет место при отрицательных
корреляционных связях между элементами матрицы ДВ,у, т.е. когда увеличение
отклонений одной из компонент матрицы ДВ,у ведет к уменьшению других. В этом
случае величина Р(М) становится наибольшей. При положительных
корреляционных связях расхождение AL и вероятность становятся наименьшими.
При взаимно независимых отклонениях компонент матрицы ДВ,у, что
соответствует диагональному виду матрицы ДК, величина Р принимает
промежуточное значение между рассмотренными ранее наибольшим и наименьшим
значениями.
При измерении одного параметра (М = 1), как это следует из
соотношения (5.23), информационное расхождение
Д£//=(—)2, (5.24)
о
где а — среднее квадратичное отклонение величины АЬ от среднего (если
принять, что а определяется погрешностями измерений).
При измерении М параметров и одинаковых и независимых погрешно
стях в величинах ДВ,у, т.е. когда матрица ДК диагональна и '
СТц = <722 =••• = ОММ>
ALif = -i- (**?» + Afc» + •••+ *Ы2м) • (525"
О
При различающихся между собой погрешностях
ALl.= (^iL)« + (^L)> + „+ (^«fL)". (5.26
<7ц О 22 °ММ
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы ТА!
Такая ситуация может, например, иметь место при использовании
аппаратуры одного типа, работающей в нескольких (М) спектральных диапазонах.
Если при этом излучаемый объект имеет одинаковые значения величины
АЬц, то в этом случае соотношение (5.25) принимает вид
ALif=M( — )2. (5.27)
о
Видно, что информационное расхождение ALjj линейно зависит от числа
М и квадратично от разницы средних значений измеряемых параметров
объектов (процессов). Поэтому вероятность опознавания Р(М) весьма
чувствительна прежде всего к степени различия распознаваемых
объектов по измеряемым параметрам и затем уже к их числу. Оценка нижнего
уровня вероятности Р(М) соответствует значениям АЬ, равным пределу
чувствительности приборов по измеряемым параметрам, оценка верхнего
уровня — наибольшим для рассматриваемых объектов.
При предварительном анализе изображений земной поверхности для
Отождествления объектов могут быть использованы геометрические и
логические признаки, т.е. данные о форме, размерах объектов, районах их
ожидаемого расположения и вероятности возможного сочетания их с другими
объектами. В этом случае вероятность опознавания объекта/ по
геометрическим признакам может быть определена отношением наибольшего размера
объекта hj к разрешению R аппаратуры в спектральном диапазоне к
электромагнитного излучения, а также качеством его опознавания в этом диапазоне,
характеризуемом коэффициентом аук, получаемым на основе
экспериментальных данных. Этот коэффициент учитывает особенности конфигурации
объекта и его контрастность на фоне сопутствующих ему других объектов
местности. Зависимость вероятности PfK (R) от этих величин hj, RK,djK
может быть приближенно выражена следующим соотношением:
Р/к(Л) = 1~е \ (5.28)
Для значительно разнесенных по частоте спектральных диапазонов
(ультрафиолетовый, видимый, инфракрасный, радиодиапазон)
одновременные наблюдения в них одного и того же объекта могут для приближенных
оценок рассматриваться как независимые. Тогда, рассматривая наблюдения
в М каналах как М независимых опытов, в каждом из которых обнаружение
объекта j на основе использования только геометрических признаков
происходит с вероятностью P)Hi (R), и желая хотя бы один раз обнаружить объект,
можно получить приближенную оценку вероятности Pj(R) этого события
по формуле
М
Pj{R) = \- П [\-PiK (/?)]. (5.29)
к = 1
Народнохозяйственные космические комплексы
248
Она получается из теоремы о повторении опыта, согласно которой
вероятность Ртм того, что объект будет обнаружен ровно т раз в М опытах,
выражается формулой
т т М-т
РтМ = СМР (1_^)
т
где См — число сочетаний из М по т.
Для получения соотношения (5.29) необходимо просуммировать
вероятности для т = 1,..., М, т.е.
p/-pija + -+рмм ■
Формула (5.29) может быть получена из теоремы об умножении вероят]
ностей, согласно которой вероятность произведения независимых событ
ак равна произведению вероятностей этих событий:
М М
Р{ П ак)= П Р(а" ).
к=1 к=1
Такими независимыми событиями ак являются необнаружения объекта
м
в канале к. Произведение П ак этих событий соответствует событию Ам,
к=1
при котором ни в одном каналеЛГне происходит обнаружение объекта/.
Событие Ащ, противоположное Ам, состоит в том, что хотя бы в одном
канале М объект/ будет обнаружен. Эти два события образуют полную
группу и
Р(АМ)+Р(А~М) = 1,
откуда
Р(АМ) = 1-Р(А~М).
М
Подстановка П Р(ак) вместоР(Ам) дает формулу (5.29).
к=1
С учетом соотношения (5.28) выражение (5.29) для вероятности
обнаружения объекта / при наблюдении в М каналах можно записать в следующем
виде:
|
М -°Ч"
Щ
P}(R) = 1 - П е \ (5.30)
к=1
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 249
При проведении проектных оценок величины вероятностейР(Ь),Р(Т) и
Р(М) можно считать независимыми и поэтому вероятность опознавания
объектов на основе данных каждой из измерительных систем спутника
можно определить из соотношения
P=P(R)P(Ab)P(T)P(M)P(8). (5.31)
Вся совокупность измерительных систем спутника обеспечивает более
высокую вероятность опознавания объектов. Так, если объекты
наблюдаются одновременно несколькими измерительными системами, то в результате
они будут обнаружены с вероятностью, равной вероятности объединения
событий решения задачи каждым отдельным прибором. При независимости
этих событий суммарная вероятность обнаружения объекта
N
Р£ = 1- П (1-/>,), (5.32)
i=i
где i = 1, ... , N — индекс измерительной системы; Pi — вероятность
обнаружения объекта измерительной системой с индексом i.
При выборочном обследовании крупноразмерных объектов, таких
как запасы снега в бассейнах рек, когда результаты наблюдения с помощью
детальных измерительных систем отдельных участков распространяются
из-за предполагаемой однородности на весь объект, для оценки вероятности
его обнаружения вся совокупность измерительных систем может
рассматриваться как одна, объединяющая в себе лучшие параметры остальных. Тогда
вероятность опознавания может быть оценена из соотношения (5.31), где
сомножители правой части имеют значения, соответствующие максимальным
из всех измерительных систем, т.е.
Р = ^max Wmax (*b)Pmax (Г)Ртах (М) . (5.33)
Вероятность опознавания Р и надежность Рн функционирования
космических комплексов позволяют определить меру полноты Р% решения задачи
космическими комплексами наблюдения за Землей. Она равна
Р(=РаР- (5-34)
5.7. СОЛНЕЧНО^СИНХРОННЫЕ ОРБИТЫ
Солнечио-синхронной называется орбита, для которой угол между
плоскостью орбиты и направлением на Солнце сохраняется постоянным. Для
такой орбиты прецессия восходящего узла, вызываемая полярным сжатием
9-1391
Народнохозяйственные космические комплексы
250
Земли, происходит с той же средней скоростью и в том же направлении, что
и движение среднего экваториального Солнца, т.е.
2я
ecos/
цР2
= 2яг-
(5.35)
где Тс - драконический период обращения спутника; Тэ — период обраще-
ния Земли вокруг Солнца; е = 2,6341010 км5/с2 - постоянная сжатия
Земли; д = 3,986-103 км3/с2 — произведение гравитационной постоянной на
массу Земли; Р= а{\ - е) параметр орбиты; а, е, i - большая полуось, эк-
сцентриситет и наклонение орбиты соответственно.
Для круговых орбит высотой Я соотношение (5.35) после преобразов
ний можно представить в виде
е cosi
i
(5.3
где R 3 = 6378 км — радиус Земли.
Подстановка в это соотношение выражения для драконического пержг
обращения спутника (с учетом полярного сжатия земного эллипсоида)
Т =
2я
(Лэ+Д) /' +
2яе
м>/м(Дэ + я>
(l-4cos2/)
(5.37
позволяет получить следующую аналитическую связь между наклонением
и высотой Я круговой солнечно-синхронной орбиты:
ecos/T,
7*«(Д, + Я)'
= 2я(Л3+#)3/2 +
2яе
ns/R3 + H
:(l-4cos20.
(5.38)
График зависимости /'(#) приведен на рис. 5.33. Видно, что солнечно-
синхронные орбиты имеют наклонение больше 90°, и оно увеличивается
сростом высоты орбиты.
Отличие истинной угловой скорости орбитального движения Земли от
средней за счет эллиптичности орбиты весьма незначительно и не приводит
к изменению угла между плоскостью орбиты спутника и направлением на
Солнце, большему чем 5°. Поэтому этот фактор может не учитываться при
определении опорных значений / и Я солнечно-синхронной орбиты.
Спутник, движущийся по солнечно-синхронной орбите, проходит над
одними и теми же широтами Земли в одно и то же солнечное время. Это,
время зависит от времени запуска спутника на орбиту. Вместе с тем угол
наклона Солнца к местному горизонту района Земли, над которым проходит
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 251
ряс. 5.33. Зависимость«(//)
спутник, будет существенно
изменяться (до 23,5°) от сезона к
сезону.
Солнечно-синхронные орбиты
обладают высокой устойчивостью,
здесь имеется в виду сохранение
постоянства угла Солнца с
плоскостью орбиты при наличии
ошибки выведения спутника. Если эти
ошибки не превышают
нескольких десятков километров по
координатам и десяти метров в
секунду по скорости (что имеет место
для современных носителей), то
угол Солнца с плоскостью орбиты
изменится за год на величину, не
большую, чем 5 ... 10°. Такие отклонения могут считаться допустимыми или
в случае необходимости (при времени существования спутника в несколько
лет) могут быть скомпенсированы корректирующим удельным импульсом
тяги спутника, не превышающим 20 ... 30 м/с, который может быть
реализован с помощью бортовой двигательной установки.
Среди множества солнечно-синхронных орбит имеются такие, у которых
трассы орбит последующих суток проходят по трассам предыдущих, т.е.
имеет место суточная повторяемость движения спутника относительно
поверхности Земли, или геосинхронность. У таких солнечно-синхронных
геосинхронных орбит период обращения Тс кратен продолжительности Тс
средних солнечных суток, т.е.
КТС = Тс
(5.39)
где К целое число.
На рис. 5.33 значения i и Я, для которых удовлетворяется равенство
(5.39), отмечены точками на кривой /(Я). Видно, что таких точек для высот
Н < 36 000 км всего десять и им соответствуют высоты 272; 568; 895;
1264; 1684; 2166; 2727; 3391; 4194; 5180 км.
Увеличение высоты солнечно-синхронной геосинхронной орбиты и
соответствующее изменение ее наклонения i ведет к нарушению
геостационарности : трассы последующих суток будут смещаться в западном направлении
относительно трасс предыдущих суток. Аналогично будет обстоять дело и
при уменьшении высоты Я, но в этом случае смещение трасс будет
происходить в восточном направлении.
Народнохозяйственные космические комплексы
252
Равенство (5.39) при этом нарушается и взаимосвязь периода обращения
спутника и солнечных суток будет следующей:
*ГС=ГС(1 +
27ГД,
■).
(5.40)
где АЬ — суточный сдвиг трасс на экваторе, исчисляемый в западном
направлении, т.е. соответствующий западному смещению при положительных АЬ ;
при восточном смещении величина АЬ в формуле (5.40) должна быть
отрицательной.
С учетом равенства (5.37) для драконического периода Тс обращения
спутника равенство (5.40) перепишем в виде
К[
2я
(я3+я)3/2 +
27ге
«ч/с№, + я)
(1 -4cos2/)] =
i
= гсо +
АЬ
2яД„
)•
(5.41)
Два уравнения (5.38) и (5.41) позволяют определить высоту Я и
наклонение / солнечно-синхронной орбиты, обеспечивающей суточный сдвиг трассы
на экваторе на величину АЬ.
Н, им
л, сут
960
940
920
900*
880
860
-400 -200 О 200 400
-300 -100 100 300
АЬ, км
Рис. 5.34. Зависимость высоты кваэи-
геосинхронной орбиты Н от суточного
сдвига Дй на экваторе
Рис. 5.35. Зависимость потребного
времени п для однократного обзора Земли
от ширины полосы
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы
253
На рис. 5.34 приведена зависимость Я(Дй) в окрестности
геостационарной солнечно-синхронной орбиты с высотой Я = 895 км. Видно, что
увеличение высоты орбиты с Я = 895 км до Я = 920 км ведет к суточному
смещению трассы на экваторе в западном направлении АЬ "» 200 км. Это означает,
что при ширине полосы обзора спутника В = 200 км будет обеспечиваться
непрерывный обзор всей земной поверхности при Я = 920 км и
соответствующем наклонении i.
Для получения перекрытия полос обзора высоты орбиты в
рассматриваемом случае должна быть несколько уменьшена с тем, чтобы уменьшить
величину суточного сдвига (для рассматриваемого случая В = 200 км суточный
сдвиг должен быть уменьшен на «= 20 км).
Полный обзор поверхности Земли будет достигнут по прохождении и
суток, когда удовлетворится соотношение
nAb>L%
(5.42)
где£м — межвитковое расстояние на экваторе.
Иными словами, полный обзор Земли будет иметь место, когда
межвитковое расстояние на экваторе полностью будет покрыто полосами обзора
с учетом их перекрытия. На рис. 5.35 приведена зависимость потребного
числа суток и, необходимого для полного обзора Земли аппаратурой
наблюдения, обеспечивающей полосы обзора шириной от 80 до 200 км с одного
спутника, имеющего высоту Я и находящегося на солнечно-синхронной, близкой
к геосинхронной, круговой орбите при перекрытии полос обзора 10%. Видно,
что при В = 200 км число суток составляет для диапазона высот Я = 200 ...
1200 км 10 ... 17. Оно меньше для малых высот и больше для высот больших.
Приближенно эту зависимость можно представить в следующем виде:
и = 200Д
-3/V5
(5.43)
5.8. ОПТИМАЛЬНАЯ ГРУППА КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ
СИСТЕМЫ НАБЛЮДЕНИЯ ЗА ЗЕМЛЕЙ
Анализ задач наблюдения за Землей (см. табл. 5.1 и рис. 5.24)
показывает, что за малоразмерными природными объектами можно наблюдать с
большими перерывами, а для наблюдения крупногабаритных объектов
требуется высокая оперативность. Это обуславливает неравномерность
расположения точек (размер объектов h, периодичность наблюдения Т) каждой
Из рассматриваемых задач на координатной плоскости OhT и наличие
закономерности их расположения: они размещаются в областях малых значений
" и больших Т; средних h и Т и, наконец, больших значений h и малых Т.
41
1
Народнохозяйственные космические комплексы 254
Величины h и Т являются определяющими при формировании
требований к космическим комплексам наблюдения. Так, размер природных
объектов предопределяет требование к разрешению R на местности аппаратуры
наблюдения, что оказывает решающее влияние на ее массу, стоимость и
сложность космического аппарата в целом. Периодичность наблюдения Г
предопределяет требование к зоне обзора аппаратуры наблюдения, высоте
полета и числу космических аппаратов комплекса. Поэтому наличие
закономерности в характеристиках h и Т объектов наблюдения предопределяет
закономерности проектных параметров системы космических комплексов
наблюдения по числу типов комплексов и по соотношению между
основными проектными характеристиками Л и Т этих типов.
Критичными для космических комплексов являются малые значения
h и Т, так как в этом случае имеет место высокая сложность космических
аппаратов и их большое число. Поэтому прежде всего представляет интерес
степень близости точек /г, Г к началу координат.
Большое влияние на сложность и стоимость космических комплексов
наблюдения оказывает взаимосвязь величин h и Т. Комплексы упрощаются,
если при малом значении одного из параметров другой имеет большую
величину. Поэтому интересна близость точек к осям Oh и ОТ.
Наконец, при построении системы космических комплексов естественно
стремление охватить все задачи полностью и тем самым удовлетворить всем
требованиям отраслей народного хозяйства.
Все эти стремления к поиску огибающей поля точек h, T снизу и слева.
Для получения закономерностей оптимальной системы космических
комплексов наблюдения за Землей в виде аналитических соотношений
необходимо аналитическое выражение для этой огибающей. Анализ рис. 5.24
показывает, что огибающая может быть аппроксимирована гиперболой.
Между размером объектов h и требуемым разрешением R на местности
космических комплексов наблюдения имеет место довольно-таки жесткая
связь. Поэтому форма огибающей поля точек h, T в виде гиперболы
сохраняется и для поля точек (г, г), соответствующих требованиям по г и Г каждой
из задач. Аналитически эта гипербола может быть записана так:
А= 1/(г г ), (5.44)
где Л, 7. 5 — положительные значения.
Критерием оптимизации космической системы наблюдения за Землей
является стоимость С. Поэтому целесообразно использовать аналитическое
соотношение между Си рассматриваемыми характеристиками Л и Г
космических комплексов. Анализ показывает, что оно может быть представлено
в виде
С = &/(Л), (5.45)
где Ь,а,(} — положительные значения.
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 255
Поиск оптимальной по затратам космической системы комплексов
будем проводить поэтапно, используя аналитические методы оптимизации и
логические заключения на основе геометрической интерпретации результатов.
В координатной системе "логарифм разрешения г — логарифм
периодичности обзора С огибающая 1 поля точек г, t имеет вид прямой линии 1
(рис. 5.36).
Каждый космический комплекс F(R, T), обеспечивающий разрешение
иа местности R и периодичность обзора Т, на координатной плоскости lgr —
- lgr изобразится прямым углом с вершиной в точке (R, Т) и лучами,
параллельными и направленными в сторону возрастания осей координат (см.
рис. 5.36). Комплекс способен решить все задачи, точки г, t которых
размещаются внутри этого угла.
Так, как это изображено на рис. 5.36, комплекс F решает задачи, точки
г, t которых расположены справа от огибающей (линии 1), а также способен
решать и более трудные задачи по г и t, точки которых могут располагаться
между лучами угла и линией 1. С приближением точки F к началу координат
расширяются возможности комплекса, и при достижении начала координат
один комплекс F охватит все возможные задачи по г и г. Вместе с тем его
стоимость будет расти и станет бесконечно большой при существенном
приближении точки к началу координат.
Наоборот, при удалении точки F от начала координат и приближении
к линии 1 сужаются возможности комплекса и одновременно уменьшается
его стоимость. Для охвата всех точек, лежащих справа от линии 1, будет
требоваться все большее и большее число комплексов, и при достаточной
близости точек R, Т комплексов к линии 1 их число будет приближаться к
бесконечности, а значит, к бесконечности будет стремиться и суммарная стоимость
системы космических комплексов.
Космические комплексы с характеристиками R и Т, при которых
вершина угла R, Т располагается справа от линии 1, не обеспечивают решение
задач, точки которых располагаются между линией 1 и продолжением сторон
угла в сторону отрицательных значений гиг. Для охвата требуются еще
комплексы с вершинами, более близкими к линии 1, и в конце концов на ней
и левее ее. Поэтому рассмотрение таких комплексов при стремлении
полностью охватить все задачи нецелесообразно
с экономической точки зрения. 9
Таким образом, для полного решения
задач целесообразно рассматривать
комплексы с вершинами углов,
лежащими левее линии. С геометричес- 9Т
Рис. 5.36. Схема замены космического комплекса
на пару комплексов G и Н, решающих тот же объем —
задач 19" '9Р 19г
\ Ч
\2 V
\ А
F f
\\
Народнохозяйственные космические комплексы
256
кой точки зрения видно, что можно построить систему космических
комплексов умеренной стоимости, вершины которых будут располагаться на
некотором удалении от линии 1, и решающих весь комплекс задач. Для этого
необходимо, чтобы стороны углов соседних комплексов пересекались в
точках, лежащих на линии 1 или же ниже ее, и комплексов было достаточное
количество, чтобы охватить все точки задач.
Следовательно, затраты на систему космических комплексов
наблюдения, решающую полностью все задачи по мере перехода от одного типа
комплексов с вершиной R, Т, близкой к началу координат, к нескольким с
вершиной, удаленной от линии, и, наконец, к очень большому количеству
типов комплексов при расположении вершин вблизи линии 1 слева и на этой
линии будут соответственно меняться от очень больших значений через
конечные значения и снова до весьма больших значений. Поэтому будет
обоснованно предположить, что вершины углов комплексов рациональной
системы размещаются слева от линии 1 на некотором от нее расстоянии.
Поиск области расположения вершин углов комплексов рациональной
системы начнем с выявления закономерностей параметров комплексов с
вершинами углов, лежащих левее линии 1. Из рис. 5.36 видно, что всякий
такой комплекс F(R, T) без ущерба для объема решаемых задач, точки г,
t которых лежат правее линии 1, может быть заменен двумя комплексами
G (R, т) и Н(р, Т). При этом для получения наименьших затрат на
комплексы G и Я необходимо, чтобы стороны их углов пересекались на линии 1.
Действительно, пересечение правее линии 1 недопустимо, так как в этом случае
не будет решена часть задач, точки г, t которых могут располагаться между
линией 1 и сторонами углов G и Я до точки их пересечения. Пересечение
левее линии 1 нецелесообразно с экономической точки зрения. В этом случае
не проиоходит расширения объема решаемых задач (все точки
рассматриваемых задач находятся правее линии I) и вместе с тем комплексы имеют
необоснованно завышенные характеристики по R или Т, что приводит к их
удорожанию.
Условием минимальности затрат на комплексы G и Я является
выполнение равенства
7^а^=5ат^а. (5.46)
Геометрически это определяет положение точки ф пересечения сторон
углов G и Я с линией 1.
Равенство (5.46) получается из решения задачи поиска условного
экстремума затрат на комплексы G(R,t) мН{р,Т):
bR~ ат~ ' + Ьр~ ат~ Р
при условии неизменности количества полностью решаемых задач комплек-
Цриродные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 257
сами F и G, Н, что аналитически означает принадлежность точки (р, т)
линии I (см. соотношение (5.44)) :
р-Ут-5=А, (5.47)
Замена целесообразна тогда, когда это приводит к снижению затрат. Для
комплексов с вершинами углов, расположенными вблизи линии I, замена
комплекса F на два G и Я явно нецелесообразна с экономической точки
зрения, так как пары новых комплексов G, Я будут иметь близкие к
заменяемому F характеристики R, Т и дело сведется лишь к удвоению затрат. При
расположении вершин углов заменяемых комплексов вблизи начала
координат такая замена целесообразна, так как в этом случае дорогостоящий
комплекс с малыми значениями R и Т заменяется на два существенно более
дешевых, имеющих одну из величин R и Г сравнительно малой.
Между этими двумя крайними областями имеет место линия
размещения вершин углов комплексов, замена которых на два, решающих те же
задачи, не меняет затрат. Найдем положение этой линии. Пусть это будет
линия 2 рис. 5.36, на которой располагается комплекс F, заменяемый на два
комплекса G и Я.
Тогда при условиях (5.46), (5.47) должно обеспечиваться равенство
затрат на комплексы F и G, Н;
bR-aT-e + bp-aT-f> = bR-aT-fi. (5.48)
Из соотношений (5.46), (5.47), (5.48) получаем уравнение линии 2
неизменности затрат при замене принадлежащего ей комплекса на два,
эквивалентных по полю решаемых задач
R-yT-S = уд^
( — +—)
у 8
(70) <* (8 с)"
Видно, что выражение (5.46) для линии 2 подобно выражению (5.44)
Для линии 1, огибающей поля задач с точностью до постоянного множителя V.
Геометрически (см. рис. 5.40) это означает, что линия 2 параллельна линии 1
и размещается ниже ее.
Все комплексы, расположенные выше линии 2, с экономической точки
(5.49)
(5.50)
Народнохозяйственные космические комплексы
258
зрения нецелесообразно делить и заменять на два эквивалентных по объему
решаемых задач. Комплексы же, расположенные ниже линии 2, делить
целесообразно.
Выявленная закономерность размещения эквивалентно заменяемых
комплексов на два других без потерь в размерах поля решаемых задач и
затратах на линии, подобной огибающей, наталкивает на мысль, что и
комплексы оптимальной системы, обеспечивающей охват всего поля задач при
минимальных затратах, также размещаются на линии, подобной линиям 1
и 2. Такая посылка может существенно упростить поиск экстремума и при
положительном результате свести его к проверке высказанного
предположения. Поэтому используем этот путь решения поставленной задачи.
Итак, пусть линия 3 (рис. 5.37) размещения комплексов оптимальной
системы параллельна линиям 1 и 2 и описывается соотношением
а
г~УГв=ВА. (5.5l|l
Для расположенных на ней вершин двух комплексов (Rl3 7*i) и (R2,
Тг) должны удовлетворяться следующие соотношения:
i?i ~ УТ1 ~ 6 = R2 ~ у Т2 ~ s = ВА — принадлежность комплексов
(RuTi) и (R2,T2) линииЗ;
R2~yT1~s=A— пересечение сторон углов комплексов (i?j, Tt) и
(^2, Т2) на линии 1;
yjiR2 Tf = б aR I 7\ — оптимальность по затратам.
Анализ этой системы уравнений показывает, что она имеет решение и
В = ( -—-) 7/3 - 7<»
8а
При этом В При любых положительных параметрах у, 0,8, а существвует
и удовлетворяется соотношение
B<V.
Это означает, что линия 3 проходит между линиями 1 и 2. Поэтому
делить и заменять эти комплексы на пару эквивалентных по объему решаемых
задач с экономической точки зрения нецелесообразно.
Анализ показывает, что эти комплексы нецелесообразно и объединять,
ибо линия 4 положений вершин объединенных комплексов располагается
ниже линии 2.
Действительно, для двух комплексов Rlt 7\ и R2, T2 линии 3,
объединяемых в один i?, T на линии 4, справедливы соотношения:
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы
259
рис. 5.37. Расположение оптимальной
системы космических комплексов относительно
огибающих 1, 2, 3, 4
— у — 8
Ri Tt
— у -" б
R2 T2 =ВА -
принадлежность комплексов Rit 7\ и
R2, T2 линии 3;
— у — 8
R2 Т\ = А — пересечение
сторон углов комплексов Ri,Tx wR2,T2
на линии 1.
Отсюда получаем соотношение
1дЯ, 1дЯ2
R~yT2-6=B2A.
Учитывая то, что
Д,=Л; Т2=Т,
получаем уравнение линии 4
ГУГВ=В'А.
(5.52)
В связи с тем, что всегда
B2>V,
линия 4 находится ниже линии 2. Это означает, что объединенный комплекс
R, Г требует больших затрат, чем на сумму его составляющих/?!, Тх nR2,
Т2, а потому объединение комплексов линии 3 экономически
нецелесообразно.
Таким образом, высказанное выше предположение относительно вида
линии 3 положения комплексов оптимальной системы оказалось
достоверным для двух комплексов этой системы. Оно справедливо и для
совокупности и комплексов Rlt Tx kR2,T2 , ...; Rn,Tn.B этом случае соотношение
характеристик R и Т для оптимальных по затратам комплексов находится
путем поиска экстремума суммы затрат
bRГVr" + bR2 aT2e+ ... + bR-aT^P
При условии пересечения сторон углов на линии 1:
R2yTrS=RrT2S = ...-R-yT-_\ =A.
Народнохозяйственные космические комплексы
260
Искомое соотношение характеристик R и Т представляет собой систему
(и — 1) уравнений вида, аналогичного случаю для двух комплексов (5.46):
где/= 1; 2; ...; и- 1.
Другими условиями оптимальности и комплексов по полю решаемых
задач аналогично случаю для двух комплексов являются
RTyT~S = R2yT2b = - =Rn"1T-n-& ± BA
— принадлежность комплексов линии 3;
R2 i\ — R3 Тг =... =ЛИ Тн_1 —А
— пересечение сторон углов комплексов на линии 1.
Из этих уравнений получаем закономерности для основных
характеристик R и Г космических комплексов оптимальной системы:
s
R* _** _ _ Rn _, ч» S^ZTZ
•n-i 6а
= (ТГ)7Р_6а = const; (5.53)
7
Гз _ _ Тп _, ™
=Д—) Sa~y0 = const. (5.54)
Ti т2 Тп~\ Ва
Это означает, что наименьшие затраты на создание системы наблюдения
за Землей имеют место при постоянстве соотношений разрешающих
способностей и периодичностей обзора входящих в нее космических комплексов.
Так, для решения совокупности задач наблюдения, для которых условие
(5.44) имеет вид
106 = r>t\
а функция затрат (5.45)
с=. 350°
г 0,5 г 0,33 '
соотношение между рассматриваемыми параметрами комплексов
R2/R1 = R3jR2 =4; ТХ\Т2 = Т2/Т3 =64.
J
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 261
Наличие такой закономерности для системы космических комплексов
наблюдения позволяет на ранних стадиях проектирования формировать
облик системы, оценивать оптимальность принятых по ее структуре решений.
Так, задавшись параметрами R, Т одного из комплексов, можно оценить
аналогичные параметры остальных.
Условие принадлежности комплексов линии 3 (линии расположения
комплексов наименьшей суммарной стоимости)
R^rr* =/г2-тгг-6 = ... = я;7г-6 =ва
устанавливает взаимосвязь характеристик R и Т для каждого комплекса
и позволяет задаваться одним из параметров R или Т.
Так, в рассматриваемой совокупности задач для полного их решения
явно просматривается необходимость назначения периодичности обзора
одного из комплексов, равной 7\ = 0,25 сут. Тогда все остальные
характеристики комплексов рассматриваемого выше примера формы огибающей
задач и функция затрат будут
Rt = 40 м; R2 = 10 м; Т2 = 16 сут.; R3 = 2,5 м; Т3 = 1024 сут.
Видно, что полное решение всех задач в этом случае требует трех
комплексов.
При других видах огибающих задач, например,
10 is =гиг. з,33 = г0'6 Г
и при одинаковой функции затрат
3500
С-
r0,5f0,33
соответственно получаем при 7\ = 0,25 сут.
RJR2 = 1,88; Г2/Г, = 1020; Л, =9,2м; R2 =4,9м; Т2 =255 сут.
и R, = 3,5 м.
Видно, что изменение формы огибающей существенно изменяет облик
системы наблюдений: меняется число типов комплексов от трех до одного;
меняются характеристики R и Т. При этом с уменьшением числа типов
комплексов затраты на систему возрастают соответственно на 25 и на 200 %.
Можно найти такой вид огибающей заданного множества задач, при
котором обеспечивается наименьшая стоимость системы космических ком-
Народнохозяйственные космические комплексы 262
плексов. Это можно реализовать, например, на ЭВМ перебором. Так, для
рассматриваемой совокупности задач и выбранной функции затрат близка
к оптимальной огибающая вида 106 = r3t.
С целью понижения затрат можно рассмотреть системы, решающие
полностью только часть задач; остальные же задачи эта система будет решать
частично из-за не выполненных полностью требований по R и Т. В рамках
рассматриваемой методики этого можно добиться, например, уменьшая
величину А, что геометрически эквивалентно поступательному перемещению
огибающей задач вправо.
Так, при виде огибающей (5.44) 106 = r3t охват 70 % задач достигался
прнА = К)"8.
Характеристики комплексов будут
Я, =180м; Г, =0,25сут.;
R2 =45 м; Т2 =16сут.;
R3 = 11,25 м; Г3 = 1024 сут.
При этом затраты на систему сокращаются в два раза по сравнению со
стопроцентным охватом задач.
9. МЕТОД СИСТЕМНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ ИССЛЕДОВАНИЯ
ПРИРОДНЫХ РЕСУРСОВ ЗЕМЛИ
Основными исходными данными являются: перечень задач / с
соответствующими им требованиями по периодичности Т0 наблюдения и размеру S0
контролируемой площади, а также характеристиками объектов наблюдения:
их размеров /г/к и опознаваемости а,-к для каждого из спектральных
диапазонов к.
Из возможных типов аппаратуры наблюдения составляются варианты
ее комплектации для наиболее полного решения групп задач (например,
|=1— фундаментальное наблюдение; % = 2 — оперативное наблюдение;
|=3 — непрерывное наблюдение). Так, для £ = 1 наибольшее внимание
уделяется фотографической аппаратуре: рассматриваются различные ее
типы (топографическая, многоспектральная, широкоформатная,
панорамная) . Для космического комплекса, предназначенного для решения задач
оперативного наблюдения (£ = 2), в основном рассматривается
телевизионная аппаратура и аппаратура ИК-, СВЧ- и радио диапазонов; для % = 3 —
телевизионная, ИК- и СВЧ-аппаратура.
Варианты комплектаций внутри каждой из групп £ аппаратуры можно
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 263
задавать, изменяя массу аппаратуры каждого из типов, варьируя его от
возможного наименьшего значения до наибольшего через равные интервалы.
В этом случае могут быть получены разрешения R к для комплексов с % = 2
и £ = 3 и величины разрешения на местности RK и фокусного расстояния
fK для комплексов с £ = 1.
Масса спутника может быть определена на основе имеющейся статистики
по суммарной массе гпа^ аппаратуры: k =^cn£mat> где *cnt —
коэффициент пропорциональности, имеющий различные значения для разных типов
аппаратов (например, для спутников оперативного наблюдения fccnf = 5 ... 7).
После этого могут быть определены годовые затраты на основные
элементы космического комплекса: спутники, количество N которых задается
в разумных пределах; ракета-носитель для выведения этих спутников на
орбиту высотой Я; запускт ракеты-носителя и обслуживание спутников
наземным командно-измерительным комплексом.
Высота Н орбиты задается различной в зависимости от типа решаемых
задач. Так, для задач непрерывного наблюдения целесообразно
использование одной высоты, соответствующей стационарной орбите; для задач
фундаментального наблюдения — высот солнечно-синхронных орбит в пределах
200 ... 1000 км, для оперативного наблюдения - такого же типа орбит, но
с большими высотами (от 600 км до нескольких тысяч).
Каждому виду фотоаппаратуры соответствует ширина кадра ЬК. Это
позволяет совместно с ранее определенной величиной /к фокусного расстояния
определить половину угла зрения объектива, обозначаемую индексом
1 Ък
Для аппаратуры оперативного наблюдения этот угол может быть принят
постоянным и равным
Углы у и высота Н орбиты позволяют определить ширину Вк полосы
обзора из соотношения
Вк = 2HiMu .
Характеристики аппаратуры: разрешения RK и число кадров пк задаются
в зависимости от ее типа. Число спутников и ширина полосы обзора В
позволяют определить объем получаемой информации/ и затем затраты на ее
передачу и обработку. Совместно с затратами на остальные элементы комплекса
это дает возможность определить годовые затраты Q на КК типа | в целом.
Вероятность обнаружения объектов задачи i при наблюдении в канале
Народнохозяйственные космические комплексы
264
К и в нескольких каналах может быть определена из приближенных
соотношений.
Экономический выигрыш
* = Вшах"'
где Emax ~ экономический выигрыш при вероятности обнаружения
объектов Р = 0,9, что примерно соответствует полному удовлетворению
требований отраслей относительно числа диапазонов наблюдения и разрешения на
местности.
Экономический выигрыш Е уменьшается при неполном обзоре всей
требуемой территории, что возможно для системы фундаментального
наблюдения (£ = 1) и увеличении периодичности Г обзора по сравнению с требуемой
Т0, что важно для системы оперативного наблюдения (| = 2). Поэтому пр]
неполном удовлетворении требований величина Е может быть определен
из следующих соотношений:
i
i
Е$ = з ~ ^^maxf= 3/^=3i >
где S = В%пк - фактически осматриваемая площадь; Т = 0,0075 BKN —
эмпирическое соотношение для солнечно-синхронных орбит (В*, в км).
Экономический выигрыш Е%, ранее определенные затраты С$ на
космический комплекс 2; и затраты С0тс£ на отраслевые технические средства!
(ОТС) для работы с комплексом £ позволяют определить прибыль I
"%, = ^% ~ 4<к£ ~^-отс£
для каждой из рассматриваемых комплектаций аппаратуры, высоты
солнечно-синхронной орбиты Н и числа спутников N.
Из них может быть выделена наибольшая прибыль^тах-
Соответствующая ей комплектация аппаратуры и величины Я, N принимаются за
оптимальные.
I
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 265
5.10. ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
И МЕТОД СИСТЕМНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
КОСМИЧЕСКИХ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ
Все явления в атмосфере связаны с превращениями получаемой Землей
солнечной энергии. Эти превращения многообразны и сложны, их изучение,
учет и прогнозирование представляют большие трудности. Связано это с
неоднородностью атмосферы, ее большой подвижностью, разнообразностью
рельефа и физических свойств поверхности Земли, ее вращением,
излучением теплового потока от Земли и атмосферы в космос.
К границе земной атмосферы, на каждый ее квадратный метр приходит
от Солнца в течение минуты количество энергии, равное 84 Дж. Около 35 %
этой энергии отражается обратно в космос, 15 % — поглощается атмосферой
и 50 — поверхностью Земли. Каждое из излучений Солнца (радиоизлучение,
инфракрасное, видимое ультрафиолетовое, рентгеновское, а также потоки
частиц — электронов, протонов) оказывает разнообразное влияние на
различные слои атмосферы. При этом к поверхности Земли приходит, в основном,
видимая часть излучений Солнца. Она почти свободно проходит через
атмосферу, часть ее отражается от поверхности Земли обратно в космос, а
оставшаяся часть поглощается земной поверхностью.
Нагреваясь, Земля отдает теплоту атмосфере. Теплоотдача происходит
как при контакте воздуха с поверхностью суши и воды, так и при
инфракрасном излучении Земли. Атмосфера хорошо поглощает излучаемую Землей
теплоту. При этом различные ее слои поглощают различные составляющие
спектра теплового излучения.
Большая подвижность атмосферы ведет к быстрым перемещениям
теплых масс воздуха вверх, а холодных — вниз. Этой же причиной вызываются
глобальные перемещения холодных масс из охлажденных районов Земли
и теплых — из нагретых. Вращение Земли заставляет возникающие в
северном полушарии потоки воздуха отклоняться от тех направлений, которые
они имели бы в случае отсутствия вращения земного шара. Это приводит
к образованию крупномасштабных вихревых атмосферных процессов:
Циклонов и антициклонов.
В настоящее время количество наземных метеорологических пунктов
во всем мире превысило 10 000. Эти пункты контролируют 20 %
поверхности Земли, остальные 80 % выпадают из поля зрения наземных пунктов.
Неконтролируемая часть атмосферы труднодоступна, так как она в
основном располагается в пространстве над океанами и полярными шапками,
играющими важнейшую роль в формировании погодных явлений.
До недавнего времени с метеорологических пунктов просматривалась
незначительная близлежащая к поверхности Земли часть атмосферы, а сами
измерения проводились только на земной поверхности. Изучение средних
слоев атмосферы началось с появлением воздушных шаров в конце XIX ве-
Народнохозяйственные космические комплексы
266
ка. Наблюдения проводились эпизодически, охватывали ограниченные
высоты и малую часть всего воздушного океана. Верхние слои начали наблюдаться
в последние десятилетия с началом развития ракетно-космической техники
с помощью ракетных зондов, а затем — с помощью спутников.
При диагнозе и прогнозе метеорологических явлений используется весь
комплекс данных, получаемых от наземных, морских, воздушных и
космических измерительных средств. Обычные метеорологические измерительные
средства получают информацию об атмосфере контактными методами. Они
обладают высокой точностью, но не обеспечивают глобального охвата всей
атмосферы. Космические средства используют дистанционные методы
измерений метеорологических параметров. Они менее точны, чем контактные,
но обладают глобальностью обзора.
Метеорологические космические комплексы предназначены для
определения дистанционными методами следующих метеорологических
параметров: облачного покрова, скорости и направления ветра по высоте,
интенсивности осадков, температуры подставляющей поверхности,
температурного профиля атмосферы, профиля влажности. Эта информация
используется для диагноза и прогноза погоды на различные сроки.
Изображение облачного покрова может быть получено с помощью
телевизионных устройств, работающих в видимом и инфракрасном диапазонах
спектра. Эти изображения служат основой для определения типа облаков,
структуры облачных систем среднего и крупного размеров, а также
отслеживания эволюции циклонов, что позволяет оценить скорость и направление
ветра на различных высотах атмосферы и интенсивность осадков.
Интенсивность уходящей длинноволновой радиации определяется в
основном температурой подстилающей поверхности. Поэтому измерения
интенсивности излучения в окне прозрачности атмосферы (X = 8 ... 12 мкм),где
излучающее и поглощающее действие газов атмосферы оказывает
наименьшее влияние, позволяет определить температуру подстилающей поверхности.
При безолачном небе таковой будет поверхность Земли; при сплошной
облачности — верхняя граница облаков.
Вертикальный профиль температуры атмосферы определяется на основе
спектральных измерений уходящего излучения Земли в области полос
поглощения углекислого газа (15 мкм), кислорода (5 мм) и водяного пара
(6,3 мкм; 15 мкм; 1,35 см). При этом используется следующая расчетная
схема.
Известна концентрация углекислого газа и кислорода в атмосфере по
высоте. Поэтому интенсивность его излучения в различных слоях по высоте
определяется температурой. Ширина спектра излучения отдельных слоев
зависит от давления в них, и тем спектр шире, чем больше давление. Эти
факторы служат физической основой определения температуры этих газов, а
затем и атмосферы по высоте. Для этого в окрестности центрального значения
длины волны, например, углекислого газа 15 мкм, которое соответствует
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 267
наиболее интенсивному его излучению, выбирается 8 ... 12 узких
спектральных диапазонов так, чтобы они примерно равномерно расположились в
интервале от 15 мкм до крайнего значения длины волны, где наблюдается
излучение слоев атмосферы с большим давлением. Яркость излучения в наиболее
удаленном от центрального диапазоне спектра позволяет определить темпера-
гуру нижнего слоя атмосферы, где давление наибольшее. Яркость соседнего
с ним спектра есть сумма излучения предыдущего низкого слоя и более
высокого. Отсюда можно получить яркость излучения более высокого слоя
атмосферы, а следовательно, и его температуру. Таким образом,
последовательно от слоев с более высоким давлением к более низким можно
определить их температуру.
Интенсивность излучения водяного пара определяется его концентрацией
и температурой. Получив по излучению, например, газа С02 вертикальный
профиль температуры можно аналогичным путем определить концентрацию
водяного пара или влажность атмосферы в различных ее слоях
(вертикальный профиль влажности).
Яркости, измеренные в нескольких областях спектра электромагнитного
излучения (ИК, СВЧ) для различных газов (С02, 02, Н2 О), позволят
повысить точность определения профилей температуры и влажности атмосферы.
Зависимость ошибки б Т0 восстановления температуры подстилающей
поверхности от точности 61 измерения уходящей радиации в диапазоне
длин волны ДХ = 8 ... 12 мкм, соответствующем окну прозрачности
атмосферы, приведена на рис. 5.38 (верхняя и средняя границы области
возможных положений точек 5Т0; 8L). Видна пропорциональность ошибок измере-
SL.% SL,%
Рис. 5.38. Зависимость ошибки 6Г0 восстановления температуры Т0 подстилающей
поверхности от точности &L измерения уходящей радиации L (диапазон длин волн ДА-
= 8 ... 12 мкм)
Рис. 5.39. Зависимость погрешности восстановления профиля температуры от ошибки
измерения радиации (8 диапазонов длин волн в окрестности Х = 15 мкм)
Народнохозяйственные космические комплексы 268
ния 8L и определения 8Т0. Это означает, что при точностях измерения
радиации на борту спутника 81, = 3 ... 5 % ошибка определения температуры
составит 8Т0 = 3 ... 5 °С.
Зависимость погрешности восстановления профиля температуры от
ошибки измерения радиации в каждом из 8 диапазонов длин волн в
окрестности X = 15 мкм, соответствующей полосе поглощения углекислого газа,
приведена на рис. 5.39. Видно, что ошибка ДГвесьма значительна (4 ... 5 °С)
при сравнительно малых погрешностях в измерении радиации 8L = 2 %.
Экстраполяция зависимости на большие значения 8L (до 3 ... 5 %)
показывает, что ошибка в температуре возрастает до 7 ... 8 °С. Уменьшение ЬЬ до
нуля не приводит к ликвидации ошибки определения профиля температуры
атмосферы. Она уменьшается, но до конечных величин (1 ... 3 °С),
обуславливаемых методическими погрешностями метода.
Зависимость средней квадратичной ошибки а?[г/кг] восстановления
профилей влажности атмосферы от ошибок 8L измерения яркостей в
^диапазонах длин волн в окрестности X = 1,35 см, соответствующей полосе
поглощения паров воды, приведена на рис. 5.40. Зависимости приведены для
различных величин давления р. Видно, что при 81, = 3 ... 5 % ошибка а?
достигает 0,5 ... 1 г/кг. При 8L -»■ 0 ошибка восстановления влажности стремится
к конечным значениям (в пределах 0,25 ... 0,75 г/кг), что объясняется
методическими погрешностями метода.
о,5
Рис. 5.40. Зависимость средних квадратичных
ошибок а„ [г/кг] восстановления профилей
влажности ошибок измерения яркостей 51 от (12
диапазонов длин волн в окрестности \= 1, 35 см)
Рис 5.41. Зависимость средних квадратичных
ошибок а„ [г/кг] восстановлении профиля
влажности от давления и числа п диапазонов спектров
(область длин волн \ = 1,35 см) при ошибке
в измерении яркости 6£ = 1 %
100 85 70
50 30
р.\03 Па
природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 269
рис. 5.42. Схема работы метеоспутников f, млр. усл. расчетн. ед
в режиме непосредственной передачи
информации
На рис. 2.41 приведена
зависимость средних квадратичных ошибок
а?[г/кг] восстановления профиля
влажности от числа диапазонов
спектров той же области длин волн X =
= 1,35 см при различных давлениях
и ошибке измерения яркости 8L —
= 1 %. Видно, что рост числа диапазонов с 4 до 12 позволяет значительно
сократить ошибки.
Получаемая на борту космического объекта измерительная информация
передается на наземные приемные станции по радиоканалам. В режиме
непосредственной передачи (рис. 5.42) информация передается в темпе ее
получения. Находящиеся в зоне радиовидимости приемные пункты имеют
возможность получить информацию со спутника о метеорологической
обстановке прилежащих к нему районов Земли, наблюдаемых со спутника в процессе
его движения в зоне видимости приемного пункта. Использование на
космических объектах запоминающих устройств дает возможность накапливать
измерительную информацию на борту и проводить ее сброс на Землю при
пролете над ограниченным числом приемных станций. В нашей стране таких
станций три: в Москве, Новосибирске и Хабаровске. Там же расположены
и региональные центры отработки, прогнозирования и распространения
метеорологической информации. Для организации обмена и распространения
метеорологической информации в глобальном масштабе организованы
три международных метеорологических центра, расположенные в Москве,
Вашингтоне и Мельбурне.
Потребная частота наблюдения различных метеорологических
параметров колеблется от двух до четырех раз в сутки. Наибольшая частота
требуется при наблюдении за облачностью. С этой точки зрения, высоты полета
спутника целесообразны наибольшие. Стационарная орбита наиболее
благоприятна для получения изображения средне- и крупномасштабного облачного
покрова экваториальных и средних широт Земли. Три спутника, равномерно
разнесенных вдоль экватора на стационарной орбите, позволяют получить
практически в реальном масштабе времени кинограмму эволюции облачного
покрова Земли. Наблюдение за мелкими деталями облачности и особенно
спектрометрические измерения с высоким пространственным разрешением
технически проще реализуются с более низких орбит, имеющих высоту от одной
до нескольких тысяч километров. Три-четыре спутника на таких орбитах
способы обеспечить требуемую частоту получения информации (около двух
раз в сутки).
Народноходяйственные космические комплексы
270
Вся получаемая информация используется как в численном, так и в
синоптическом прогнозировании. При численном прогнозировании
метеорологических явлений используются данные о температуре, давлении и влажности
атмосферы, температуре подстилающей поверхности и радиационном балансе
Земли. Измерительная информация приводит к одному времени и вводится
в ЭВМ в качестве исходных данных для решения задачи математического
моделирования процессов в атмосфере. Точность прогнозирования (степень оп-
равдываемости) атмосферных процессов определяется точностью исходных
данных, равномерностью и густотой их размещения в атмосфере над
поверхностью Земли и корректностью математической модели.
Точность исходных данных определяется точностью работы обычных
измерительных средств и средств дистанционного наблюдения из космоса.
Густота и равномерность сетки данных для обычных средств определяется
густотой и распределением наземных, морских и воздушных измерительных
пунктов. Для космических средств густота сетки определяется
пространственным разрешением аппаратуры наблюдения, равномерность
распределения по атмосфере — орбитой спутника и программой его работы. Так для
стационарной орбиты останутся необслуженными полярные зоны
Земли. Средневысотные спутники могут не обеспечить полного охвата всей
атмосферы из-за ограниченности их числа при фиксированной ширине полосы
обзора или из-за ограниченности объема памяти бортовых магнитофонов при
ограниченном числе наземных приемных станций. Корректность
математической модели зависит от степени изученности происходящих в атмосфере
физических явлений и полноты используемых уравнений гидротермодинамики.
Решение задачи численного прогнозирования погоды на длительные сроки
(недели, месяцы, сезоны) требует использования мощных ЭВМ.
Для точного прогнозирования необходима сетка основных данных с
размерами ячейки по поверхности Земли, примерно 3X3 км, а по высоте 0,15 ...
0,3 км. Точность измерения метеоэлементов при этом должна составлять
1 С по температуре, 1,5 с/м — по скорости ветра и 10 % — по влажности
атмосферы. Уменьшение пространственного разрешения (рост размера ячеек
сеток исходных данных) аппаратуры наблюдения и точности измерения
ведут к сокращению длительности надежного прогноза или к уменьшению
его надежности (степени оправдываемости).
Зависимость величины экономического выигрыша Е от срока точного
прогнозирования погоды для всех стран мира приведена на рис. 5.43. Из нее
видна значимость точных долгосрочных прогнозов: недельный — способен
дать 1010 дол.; месячный — 20-Ю9 дол.; сезонный — 30-Ю9 дол.
Степень влияния объема и точности исходных данных может быть
оценена решением полных уравнений гидротермодинамики. В результате
получается связь между статическими характеристиками исходных данных и
результатами решения по времени. Задаваемые в статическом виде исходные
данные позволяют сформировать совокупность вариантов начальных данных
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 271
для решения уравнений гидротермодинамики, описывающих процессы в
атмосфере. Все результаты решения для каждого из вариантов совокупности
позволяют определить статические характеристики решения в каждый
момент времени. Это позволяет каждому моменту времени поставить в
соответствие параметры атмосферы в виде диапазона их изменения и
соответствующей вероятности.
При синоптическом анализе и прогнозе метеорологических процессов
основное внимание уделяется использованию статистических
закономерностей атмосферных явлений и взаимодействия процессов между собой.
Используются взаимосвязи между типом облачности и интенсивностью выпадения
осадков, видом мезоструктуры облачного покрова и скоростью и
направлением ветра на соответствующих высотах над Землей, фазами развития
циклонов и погодными явлениями.
Учет данных о температуре, влажности и давлению атмосферы на
различных высотах, а также о температуре подстилающей поверхности и
радиационном балансе Земли позволяет с помощью графоаналитических методов
составить прогноз погоды на различные сроки. Эти методы носят качественный
характер и их достоверность во многом зависит от опыта и интуиции
прогнозистов.
При проектировании необходимо определять параметры космической
Метеорологической системы так, чтобы получаемая измерительная
информация совместно с результатами работы обычных метеорологических средств
(наземных, морских, воздушных) позволила бы настолько увеличить время
Тп надежного прогнозирования погоды численными методами, чтобы
обеспечивалась наибольшая прибыль Р или рентабельность Q. Эта задача может
решаться в следующей последовательности.
Народнохозяйственные космические комплексы
272
1. Выбирается для рассмотрения набор типов аппаратуры и назначается
конечное число вариантов возможных значений их масс, которые изменяют-
ся от нуля до практически возможного наибольшего значения; число
вариантов составляет порядка десяти и они равномерно распределены на отрезке
от 0 до наибольшего значения. Щ
2. Задается ряд значений массы тЛ аппаратуры спутника в виде следуки
щего соотношения: I
тй=т1 + &™ап> (555Я
где та — наименьшее значение; Д/яа — величина приращения; и = 0; ll
2; 3 ... — номер варианта массы аппаратуры. ■
3. Для каждого из этих вариантов /па определяется возможный массЛ
вый состав отдельных видов аппаратуры (комплектация Кй аппаратуры)*
так, чтобы их суммарная масса та не превосходила массы т" , и вместе
с тем не представлялась возможность (в рамках ранее намеченного
массового разбиения аппаратуры) его увеличить, чтобы не превысить массу та .
4. На основе статистической зависимости /яка (та) массы ткд
космического аппарата от массы аппаратуры та метеорологических спутников
для каждой комплектации аппаратуры, имеющей массу /яа, определяется
масса /яка-
5. Выбирается тип баллистического построения системы; например,
система спутников на средневысотных круговых орбитах с наклонением г = 90 ;
углы между соседними плоскостями орбит каждого из спутников равны
между собой.
6. Назначаются варианты возможных значений высоты Я орбиты и числа
спутников N.
7. Масса спутника тт^д и высота Я орбиты (при известном наклонении/)
позволяют определить затраты Св на выведение на основе статистических
зависимостей Св (>яКд; Я, i). Число N спутников в системе совместно со
временем t их активного существования дают возможность определить
затраты на выведение всей системы за фиксированное время (например, одиц
год).
8. Для каждой из комплектаций аппаратуры К^ по массе ее компонент
тов определяются точности (средние квадратичные ошибки) ар измерения
параметров Р дистанционного зондирования для одного из значений угла
зрения 7 и ширины В полосы захвата. Например, точность измерения яркости
телевизионного сканирующего устройства при угле зрения элемента
сканирования 7 и полосе сканирования В; такая же точность измерения яркости
инфракрасного радиометра или радиояркости СВЧ-радиометра и т.д. Эти опре-;
деления проводятся на основе зависимостей массы каждого из видов
аппаратуры от состава и точности измеряемых параметров.
9. Из соотношений между составом и точностью измеряемых со спутника
Природные ресурсы Земли, окружающая среда и метеорологические процессы 273
параметров Р и составом и точностью определяемых метеоэлементов q
находятся q и Oq, а также обеспечиваемое разрешение по высоте атмосферы Ah.
10. Для задаваемого интервала времени t работы спутника
(синоптического периода) по ширине полосы захвата В, угловому разрешению 7, высоте
Я орбиты и числу спутников N определяется объем получаемой информации
Ja для каждого из видов а аппаратуры и для всей совокупности в целом.
11. Определяются затраты С = Слп + СЦ-0 на линию передачи
информации Слп и центр ее обработки С по /.
12. Оценивается длительность Тп точного прогнозирования погоды на
основе численного решения задачи математического моделирования
гидротермодинамических процессов в атмосфере. При этом в качестве начальных
данных используются результаты обычных метеорологических средств
(наземных, морских, воздушных) в совокупности с результатами работы
космических средств с рассматриваемой комплектацией Ка бортовой
аппаратуры. Под точным прогнозированием подразумевается такое предсказание
погоды, при котором имеет место высокая оправдываемость прогноза
(вероятность правильного предсказания Р = 0,9 ... 0,99).
13. Из зависимости2Г (Гп) (см. рис. 5.42) по Тп находится величина
экономического выигрыша Е, который будет иметь место при использовании
космической метеорологической системы с комплектациейКг.
14. Ранее определенные затраты на спутники, их выведение, линии
передачи и обработки информации и эксплуатации КК позволяют вычислить
общие затраты на космический комплекс С.
15. Определяется величина прибыли
Р=Е-С. (5.56)
16. Определяется величина рентабельности
F — С
С
Определение прибыли Р и рентабельности Q проводится для каждой
из возможных комплектаций КА аппаратуры в пределах выбранного
диапазона изменения массы всей аппаратуры спутников. При этом перебираются
все варианты по ширине полосы обзора В, угловому разрешению аппаратуры
У, высоте полета Я, числу спутников N, времени работы t. Из получаемой
совокупности значений Р и Q выделяются те из них,которые обладают
экстремальными свойствами. Соответствующие им комплектации Ка аппаратуры
и параметры космической системы в целом также обладают
экстремальными характеристиками.
Рассматривая различные типы баллистического построения
систем,можно сравнить их экстремальные характеристики по Р (или Q) и найти наиболее
Целесообразный из них. Кроме того, возможно совместное рассмотрение
космических систем различных типов (низковысотных и средневысотных,
средневысотных и стационарных и тд.). Для этого можно отдельно
проанализировать каждую из них, определить экстремальные параметры, а затем на
основе этих данных провести сравнения их различных сочетаний.
6 Принципы построения
и особенности
Весь мир общается через спутники связи. Ведутся телефонные
переговоры, передаются телеграммы, фототелеграммы, ведется телевещание,
осуществляется обмен данными между ЭВМ информационных центров.
Спутники связи стали незаменимы для передачи данных с морских буев, шаров-
зондов, космических аппаратов научного и народнохозяйственного
назначения в центры обработки.
6.1. СПУТНИКОВАЯ СВЯЗЬ
Ежедневно в мире происходит около одного миллиарда телефонных
разговоров. Из них более 10 миллионов — междугородных, не менее 150
тысяч — международных, в том числе около 100 тысяч — межконтинентальных.
Столь же велики объемы почтовых, телеграфных и других операций связи.
Растут требования к качеству связи. Увеличивается число программ
радиовещания и телевидения, расширяется сфера действия передач.
Одни наземные средства связи сейчас не могут удовлетворить всем
предъявляемым требованиям: охват связью обширных районов земного
шара, передача большого объема информации с высоким качеством и
высокой скоростью, надежность работы связи, ее минимальная стоимость и др.
Связь на большие расстояния с использованием кабельных линий имеет
ограниченную пропускную способность, сопряжена с взаимодействием
большого числа промежуточных пунктов, что снижает ее оперативность и
надежность. Кроме того, стоимость прокладки и ремонта кабельных линий весьма
высокая.
Радиосвязь также обладает рядом существенных недостатков. Главный
из них — ограниченность объема передаваемой информации, так как дальняя
радиосвязь осуществляется в сравнительно "малоинформативном"
диапазоне радиочастот (1,5 ... 30 МГц). В этом диапазоне, например, не может быть
осуществлена передача вещательного телевидения и других широкополосных
сообщений.
Другой важный недостаток радиосвязи обусловлен особенностями
распространения радиосигналов. Условия их распространения изменяются в
течение суток, года, 11-летнего цикла солнечной активности, а также зависят
от географического расположения радиостанций.
Работа радиолиний существенно зависит, от воздействия атмосферных
шумов и так называемых магнитных бурь, связанных с. деятельностью
Солнца, во время которых возможно полное нарушение связи (до
нескольких суток), особенно в высоких широтах.
Те или иные недостатки из числа указанных для кабельных и радиолиний
Народнохозяйственные космические комплексы 276
свойственны также и другим видам наземной связи: радиорелейной,
тропосферной.
Новые возможности для повышения качества, оперативности и надежно!
сти дальней связи открываются при использовании искусственных спутником
Земли. Находясь в зоне прямой радиовидимости большого числа удаленным
друг от друга наземных пунктов, спутник позволяет объединить их сетью!
космической связи. При этом можно использовать для связи очень высокие,
т.е. очень "информативные", радиочастоты, что позволяет обеспечить
передачу больших объемов информации.
Спутник, находясь на большой высоте над поверхностью Земли (до нес|
кольких десятков тысяч километров), может обеспечивать прямую ретран!
сляцию сигналов от одной наземной станции к другой, удаленных на 16 ..I
18 тыс. км. Благодаря этому стоимость спутникового канала практически?
не зависит от расстояния между наземными пунктами и спутниковые линии
обеспечивают высокую экономичность связи. Они отличаются также
высокой надежностью и оперативностью связи, поскольку не требуют
использования большого количества ретрансляционных или усилительных пунктов, как
это имеет место, например, в радиорелейных и кабельных линиях. Такие
природные препятствия для большинства наземных коммуникаций, как водные
пространства, горы, болота, тайга, для спутниковых линий не имеют значения.
Благодаря всем этим положительным качествам спутниковая связь,
несмотря на относительно высокую стоимость создания и запуска ИСЗ,
получила большое развитие за последние 10 ... 15 лет как в СССР, так и за
рубежом.
В Советском Союзе уже длительное время успешно эксплуатируются
многоканальные системы спутниковой связи на базе ИСЗ "Молния-1",
"Молния-3", "Радуга", "Горизонт" и наземных станций типа "Орбита",
"Экран", "Москва". Эти системы позволили охватить телевизионным и
радиовещанием большие территории Сибири, Крайнего Севера, Дальнего
Востока, Средней Азии , а также существенно повысить качество и объемы
услуг других видов связи.
Только наземных станций "Орбита" в настоящее время в различных
пунктах страны действует около ста.
В многоканальных наземных станциях спутниковой связи используется
сравнительно сложное и дорогостоящее оборудование и большие по
размерам антенны (диаметр параболического отражателя антенны станции
"Орбита" составляет, например, 12 м). Это обусловлено небольшой мощностью
передатчиков на борту ИСЗ, которая во избежание помех другим
радиоэлектронным средствам и другим спутниковым линиям обычно составляет от
одного до нескольких десятков ватт.
В случае увеличения мощности бортового передатчика до сотен ватт
(практически это допустимо только при соблюдении достаточно жестких
ограничений по используемому диапазону радиоволн и уровню напряженно-
Системное проектирование космических комплексов связи
277
сти электромагнитного поля у поверхности Земли) можно осуществить
телевизионное вещание через ИСЗ с приемом телевизионных программ на
широкую сеть простых и дешевых наземных установок коллективного и
индивидуального использования. Такая спутниковая система на базе ИСЗ "Экран"
создана и используется в СССР для передачи программ Центрального
телевидения на территорию Сибири и Крайнего Севера (примерно 40 % территории
страны. Сейчас в этой системе работает более 4000 упрощенных
приемных установок "Экран" и их количество продолжает непрерывно
увеличиваться.
Спутниковые линии находят также применение и в ряде других случаев,
в частности, для связи с морскими судами и самолетами.
Следует, однако, подчеркнуть, что спутниковая связь, несмотря на все
свои положительные качества, не может заменить полностью другие виды
связи, поскольку эти качества проявляются в наибольшей мере лишь при
передаче больших объемов информации на дальние расстояния. Поэтому она
должна рассматриваться лишь как одна из частей общей системы связи,
включающей и спутниковые, и наземные линии связи.
По спутниковым линиям может обеспечиваться передача тех же видов
цифровых и аналоговых сообщений, что и по наземным линиям связи:
телеграфных, фототелеграфных, телефонных, телевизионных, данных ЭВМ и
других.
Для каждого из указанных видов сообщений необходимо передать
электрический сигнал, занимающий определенную полосу частот, которая
обеспечивается совокупностью технических устройств спутника и наземных средств
и называется каналом. Так, например, для передачи речи по телефону, т.е.
для обычного телефонного канала, требуется информационная полоса частот
порядка 3000 Гц. Для радиовещания необходимо более высокое качество
звука, поэтому канал радиовещания занимает полосу частот порядка 10 ...
15 кГц. Еще более широкая полоса частот необходима для телевизионного
канала: одна телевизионная программа со звуковым сопровождением
требует информационную полосу частот до 8 МГц.
В соответствии с Международным регламентом радиосвязи для работы
многоканальных спутниковых линий связи и вещания сейчас используется на
первичной основе несколько отдельных участков радиочастотного диапазона
в пределах от 2,5 до 20 ГГц. Предусмотренные регламентом более
высокочастотные участки радиодиапазона, т.е. выше 20 ГГц, в настоящее время на
Практике не используются ввиду целого ряда технических трудностей (радио-
злементная база, неизученность характера распространения радиоволн).
Общая ширина применяемого диапазона радиочастот составляет около 4 ГГц на
каждом направлении (т.е. на направлении "ИСЗ — Земля" и "Земля—ИСЗ").
Для осуществления ретрансляции сигналов через спутник используемые
Участки радиодиапазона разделяются на так называемые высокочастотные
стволы, каждый из которых имеет свою несущую радиочастоту, модулируе-
Народнохозяйственные космические комплексы 278
мую (обычно по частоте) передаваемыми сигналами. При универсальном
использовании высокочастотных стволов, т.е. передаче по радиоканалу
различных видов информации, включая телевизионную, для каждого из них при
использовании частотной модуляции требуется полоса радиочастот порядка
45 ... 50 МГц. В таком стволе можно организовать передачу одной
телевизионной программы или одновременно до 600 телефонных сообщений.
Таким образом, в пределах всей ширины радиочастотного диапазона,
применяемого для спутниковой связи и вещания, при его однократном
использовании можно разместить примерно до 80 обычных телевизионных
каналов со звуковым сопровождением или до 50 тысяч телефонных каналов.
Такая пропускная способность недостаточна для удовлетворения
потребностей в спутниковых каналах. Поэтому на практике радиочастотный диапазон
используется многократно. Возможность такого использования
обеспечивается благодаря тому, что различные районы на поверхности Земли могут
обслуживаться спутниками, находящимися в различных точках
геостационарной орбиты или имеющими различные типы орбит. Исключение взаимных
помех между линиями спутниковой связи, использующими одни и те же
полосы радиочастот, достигается в этом случае за счет выбора соответствующих
характеристик направленности бортовых и наземных антенн. С той же целью
применяются и некоторые другие методы селекции сигналов (например, их
ортогональная поляризация).
Все это позволяет увеличить общую пропускную способность
используемого радиодиапазона примерно в 3 ... 4 раза. Вместе с тем, если учесть
дальнейший быстрый рост потребности в спутниковых каналах, то станет
очевидной необходимость еще более эффективного использования этого
радиодиапазона, а также освоения и более высокочастотных участков спектра. Первое
из направлений предполагает применение предварительного преобразования
аналоговых сигналов в дискретную форму (прежде всего сигналов радио-
и телевизионного вещания) с их последующей передачей по каналу связи
методом многократной фазовой модуляции вместо применяемой сейчас
частотной.
Существенное увеличение кратности использования частотного диапазона
может быть достигнуто также за счет использования на борту
спутников-ретрансляторов многолучевых антенн большого диаметра. Такие антенны
позволяют сформировать большое число узконаправленных лучей, что дает
возможность многократно использовать одни и те же диапазоны частот в
пространственно разнесенных лучах.
На рис. 6.1 приведена зависимость пропускной способности N спутника
связи, выраженная числом телефонных каналов и высокочастотных стволов,
от диаметра Z)a бортовой многолучевой антенны. Зависимость построена для
диапазона частот 4 ... 6 ГГц и различного числа Q высокочастотных стволов
в одном луче {Q = 1 ... 8). При этом принималось, что Рс/Рш = 24 дБ, а
ширина луча бортовой передающей антенны ИСЗ — 4°. Видно, что имеет место
Системное проектирование космических комплексов связи
279
рис 6.1. Зависимость пропускной
способности N спутника связи от
диаметра Dz бортовой многолучевой
антенны и числа Q высокочастотных
стволов в одном луче
сильное возрастание N с
увеличением Da, особенно для больших
0 и Da > 10 м. Кратность
использования частотных диапазонов при
этом составляет 20 ... 40.
С учетом исключения
взаимных радиопомех на стационарной
орбите может быть размещено
около 103 комплексных
спутников. Использование суточных
орбит с различными наклонениями
в принципе дает возможность
довести число спутников до 104 ...
10s.
С учетом всех факторов по увеличению пропускной способности
спутниковой системы связи число телевизионных стволов может быть доведено до
109 ... 1010.
Это означает, что в будущем имеется принципиальная техническая
возможность на основе спутников-ретрансляторов обеспечить каждого человека
информацией в глобальном масштабе в объеме одного телевизионного
канала. Такая персональная телевизионная информационная система позволит
каждому человеку оперативно получать в цифровой, буквенной, звуковой
или видеоформе информацию од специализированных центров по различным
вопросам науки, техники, политики, литературы, кино, изобразительного
искусства. Станет возможным для каждого дистанционное пользование ЭВМ и
общение с ней в диалоговом режиме, проведение видеотелефонных
переговоров, участие в телесовещаниях и телеконференциях.
6.2. ЗАДАЧИ И ТРЕБОВАНИЯ
Космические системы связи дают возможность передавать большие
объемы информации на глобальные расстояния. При этом может быть
организована телефонная, телеграфная, фототелеграфная и видео телефонная связь;
осуществлено теле- и радиовещание; проведена передача данных наблюдения
с наземных, воздушных и космических аппаратов, а также передача на них
Управляющих команд; и, наконец, космические системы связи могут быть
N-io-3
„320 г 800
0=8 6 4
11
240 -600
180
80
-400
-200
жочастотные
стволы
Высс
i
£
/
'/ /
1 1
' \ /
/
10
20
30
Щ
Народнохозяйственные космические комплексы 280
использованы для передачи информации между ЭВМ при их комплексном
использовании в масштабах страны. В табл. 6.1 приведены основные
характеристики этих видов связи; во втором столбце — данные о примерной
информационной емкости одного сообщения (в бит/с) при использовании
цифровых методов передачи сигналов, в третьем столбце — число телефонных
каналов для передачи одного сообщения; в четвертом столбце —требуемое
отношение уровней полезного сигнала к шуму в децибелах.
Телефонная, телеграфная, фототелеграфная и видеотелефонная связь
через спутники может проводиться между населенными пунктами и
транспортными средствами (космическими, воздушными, надводными и
сухопутными) . Для каждого из этих видов связи характерна своя информационная
емкость. Телефонной связи соответствует емкость —7-Ю4 бит/с, определяемая
информационными особенностями голоса человека. Качество передачи
голоса определяется техническим совершенством приемопередающих устройств,
обеспечивающих соответствующее отношение сигнала к шуму. Каждый
разговор занимает один телефонный канал. Использование вокодера
(устройства цифрового кодирования интенсивности электрических сигналов,
соответствующих различным спектральным интервалам голоса) позволяет
использовать один телефонный канал для ведения разговора двух абонентов.
В настоящее время практикой установлены средние информационные
емкости для телеграфии (2-Ю2 бит/с), фототелеграфии (7-Ю4 бит/с) и
видеотелефонии (Ю8 бит/с). Они требуют для передачи одного сообщения
соотвественно 0,1; 1 и 103 телефонных каналов при качестве
радиотехнических систем, характеризуемых соответственно отношениями сигнала к шуму
10, 15,40 (черно-белое изображение) и 52 дБ (цветное изображение).
Через космические объекты возможна трансляция программ
центрального телевидения на всю территорию страны. Кроме того, через космос может
быть проведен обмен телевизионными программами между странами в
глобальном масштабе. Информационная емкость черно-белого телевещания
составляет около 4-Ю7 бит/с и занимает ~600 телефонных каналов. В
зависимости от требуемого качества приема отношение сигнала к шуму
изменяется от 20 до 40 дБ. Цветное телевидение обладает информационной
емкостью «» 7-Ю7 бит/с, занимает около 1000 телефонных каналов и требует
высокого качества радиотехнических устройств (отношение мощности
сигнала к шуму должно быть порядка 46 ... 55 дБ) .
Спутники связи позволяют оперативно ретранслировать результаты
измерений с морских буев, автоматических метеорологических и
океанографических станций, а также с шаров-зондов в центр сбора информации.
Информационная емкость таких сообщений составляет в настоящее время порядка
100 ... 400 бит/с для каждого и требует около 0,1 телефонного канала при
отношении сигнала к шуму, равном 40 дБ. Примерно такая же
информационная емкость имеет место для сообщений, связанных с передачей
телеметрической информации с автоматических и пилотируемых космических объектов
Таблица 6.1. Характеристики видов информации
Вид информации
Требуемая
информационная
емкость, бит/с
Число каналов (в
пересчете на один
телефонный) для
передачи одного сообщения
Отношение
сигнал/шум,
дБ
Речь (телефония)
служебная связь
коммерческая связь
высококачественная
коммерческая связь
служебная связь с
использованием вокодера
Кодированный текст
(телеграфия)
фотоизображение
(фототелеграфия)
Сигналы двухсторонней
телевизионной связи (видеотелефония)
черно-белое изображение
цветное изображение
Телевизионный сигнал
(телевещание)
черно-белое телевещание через
распределительную станцию типа
"Орбита" с качеством
удовлетворительным
хорошим
высоким
цветное телевещание через
распределительную станцию типа
"Орбита"
цветное непосредственное
телевещание (НТВ) на коллективные
антенны
цветное непосредственное
телевещание (НТВ) на индивидуальные
антенны
Метеорологические и
океанографические данные с морских
буев и автоматических станций
Метеоданные с шаров-зондов
Информация с космических
аппаратов
научного назначения
народнохозяйственного
назначения
Телеметрические данные с
автоматических космических аппаратов
Командные сигналы для
автоматического космического апарата
Сигналы обмена данными между
ЭВМ типа "Ряд"
7-10"
7-10"
710"
7-10"
2-Ю2
7-10"
10*
1
1
о,<-
1
10
4107
600.
7-Ю7
7-Ю7
7Ю7
10J
4-Ю2
10"
106
103
210»
510"
103
103
103
ОД
ОД
1
10
од
од
4
6
15
15
40
52
20
30
40
55
52
46
40
40
40
40
20
40
20
Ю- 1391
Народнохозяйственные космические комплексы 282
в центр управления и команд управления этими объектами в обратном
направлении.
Ретрансляция результатов наблюдений со спутников научного и
народнохозяйственного назначения связана с большей информационной емкостью
сообщений (порядка 104 и 106 бит/с соответственно) . Для передачи такой
информации требуется число телефонных каналов 1 ... 10 при отношении
сигнала к шуму, равном 40 дБ.
При обмене данными между ЭВМ информационная емкость каждого из
сообщений составляет 104 ... 106 бит/с. Для ЭВМ типа "Ряд" эта величина
равна 5-Ю4; число требуемых телефонных каналов для передачи такого
сообщения составляет 4 при сравнительно невысоком отношении полезного
сигнала к шуму, равном 20 дБ.
Таким образом, одним из важных требований, предъявляемых к
космическим комплексам связи, является обеспечение ими передачи заданного
количества тех или иных сообщений с заданным качеством. Исходя из этих
требований может быть рассчитана необходимая пропускная способность
ИСЗ-ретрансляторов.
Другими важными требованиями, необходимыми для проектирования,
являются необходимые зоны обслуживания (территория СССР, отдельного
района или всего Земного шара, участки космического пространства),
разрешенные диапазоны частот, допустимые плотности потока у поверхности
Земли (для разных сообщений), требования к электромагнитной
совместимости с другими радиослужбами.
6.3. ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
Космические комплексы связи могут различаться по следующим
основным признакам:
назначению (фиксированная или подвижная связь, телевещание и др.);
типу орбит;
способу ретрансляции сигналов космическим объектом (пассивный
или активный, с изменением вида ретранслируемых сигналов или нет) ;
организации наземной сети связи и средствам распределения
информации (симплексная или дуплексная связь, централизованная или
децентрализованная связь);
видам передаваемых сообщений;
виду модуляции сигналов;
способу разделения каналов связи (частотный, временной, кодовый).
Наибольшее распространение в настоящее время получили космические
системы связи, использующие стационарную орбиту с периодом 24 ч и сильно
вытянутые эллиптические орбиты с периодом обращения около 12 ч.
Стационарная орбита позволяет в принципе использовать неподвижные
Системное проектирование космических комплексов связи 283
рис. 6.2. Схема глобальной связи на основе трех
стационарных спутников
наземные антенные устройства и обеспечивает
непрерывность работы их с одним спутником.
Три станционарных спутника (рис. 6.2),
равномерно разнесенных вдоль экватора (с
центральным углом в 120°), обеспечивают связь всех
пунктов, расположенных в приэкваториальной
зоне и средних широтах (до « 70°).
Принципиально возможна организация
глобальной связи всех пунктов экваториальной
и среднеширотной зон. Для этого в области
Земли, где имеет место совместная радиовидимость с двух соседних
спутников (см. рис. 6.2), необходимо установить ретрансляционные станции.
Возможно такую ретрансляцию проводить непосредственно между самими
спутниками, для этого они должны иметь соответствующие приемопередающие
устройства.
Однако через спутники, расположенные на стационарной орбите,
невозможно реализовать связь с пунктами, расположенными в приполярных
областях Земли (широта более 70°). Для связи с этими пунктами
используются эллиптические орбиты с большими эксцентриситетами. Апогей такой
орбиты располагается над северными широтами Земли и имеет большое
удаление от поверхности (порядка 40-Ю3 км); перигей же имеет
незначительную высоту (400 ... 500 км). Такая форма и ориентация осей орбиты
обеспечивает продолжительное (около 8 ч) пребывание спутника над северным
полушарием и кратковременное над южным.
Непрерывность связи между пунктами может быть обеспечена при
использовании трех спутников, двужущихся по орбитам, плоскости которых
составляют между собой угол 120°. В этом случае для каждого из наземных
пунктов, расположенных в северных широтах, на смену одному спутнику,
уходящему за горизонт, будет приходить другой. Кроме того, с
использованием эллиптических орбит связана необходимость применения поворотных
антенных устройств для отслеживания перемещения спутника по небосводу.
Космические объекты могут использоваться в качестве пассивного
отражающего элемента системы и активного ретранслятора. В первом случае
(рис. 6.3) посылаемый с передающих наземных станций сигнал отражается
от поверхности спутника (или совокупности искусственных космических
тел, образующих совместно эффективную отражающую поверхность) и
затем достигает приемных наземных станций. Этот способ космической связи
Не получил практического использования из-за низкого качества связи,
больших потребных мощностей передающих станций и высоких требований к
чувствительности наземных приемных устройств, несмотря на имеющуюся
в этом случае простоту космического объекта.
Стационарная орбита
Народнохозяйственные космические комплексы
284
Отражение от одного
искусственного спутнина
Орбита спутиина
Отражающая
поверхность
спутника
Отражение от совоиупиости
искусственных носмических
объентов
Пояс
отражающих
частиц
.. —, Передающая
Передающая v^-^^^*^ станция
станция
Рис. 6.3. Схемы работы систем связи иа основе отражения сигналов от космических
объектов
Наибольшее распространение для космической связи получил способ
активной ретрансляции сигналов, посылаемых с наземных передающих
станций (рис. 6.4). Сигнал попадает в приемное устройство спутника,
усиливается в нем и затем с помощью передающего устройства посыпается в сторону
приемной наземной станции. Излучение сигнала со спутника ведется
направленно с помощью антенных устройств на обслуживаемую область Земли или
же с помощью многолучевых или нескольких однолучевых антенн с узкой
диаграммой направленности соответственно на каждый из обслуживаемых
пунктов приема.
Наибольшее распространение в настоящее время получила наземная сеть
Орбита
Рис. 6.4. Схемы ретрансляции сигналов космической связи
Системное проектирование космических комплексов связи
285
Передающая
антенна,
спутника
Рис 6.5. Схема работы космической системы связи с распределительной сетью типа
"Орбита"
связи типа "Орбита" и "Интелсат" (рис. 6.5), при которой сравнительно
слабый сигнал от спутников принимается на большую антенну (диаметром
более 10 м), усиливается и передается потребителям через обычную наземную
сеть (телефония - через АТС, телевещание - через вышку телецентра и т.д.).
Это не требует больших мощностей от передающих устройств спутника, что
делает его сравнительно простым и легким и вместе с тем сохраняет в целом
неизменными технические средства существующей наземной службы, не
требует больших новых разработок и капиталовложений за исключением
высококачественной приемопередающей станции для связи со спутником. Такой
способ организации наземной части космической системы связи позволяет
удовлетворить потребителей, расположенных в непосредственной близости
от сравнительно дорогостоящих приемных станций. Поэтому они
устанавливаются в крупных населенных пунктах и густонаселенных районах и
обслуживают сотни тысяч потребителей каждая.
Снижение стоимости наземных станций может быть достигнуто
повышением уровня принимаемого от спутника сигнала, что ведет к росту мощности
излучения спутника (несколько сотен ватт) и соответственно к росту его
массы и стоимости. Однако в этом случае уменьшается сложность наземных
приемных устройств, что ведет к уменьшению их стоимости и она может
быть доведена до нескольких тысяч рублей. Такие приемные устройства
могут устанавливаться в небольших населенных пунктах. Распределение теле-
фонно-телеграфной информации может вестись через местную сеть связи,
телевизионной - через кабельную сеть и через эфир с помощью наземных
ретрансляторов (рис. 6.6). Способ организации космического телевещания,
при котором обеспечивается подача ТВ-сигнала со спутника непосредственно
абоненту, называется непосредственным телевизионным вещанием (НТВ).
Приемная антенна
Народнохозяйственные космические комплексы 286
Индивидуальные телевизионные антенны и приемо-
- передающие антенны для телефонии
Рис. 6.6. Схема космической связи ва основе использования упрощенных приемных и
передающих наземных устройств
Дальнейшее повышение мощности (более 1 кВт) излучаемого
спутником сигнала позволяет снизить стоимость наземных приемных устройств
до сотен рублей. Они могут быть установлены на отдельных домах для
каждого потребителя. Это дает возможность организовать непосредственное
телевещание на индивидуальные антенны, а также телефонную связь абонентов
непосредственно через спутник.
В соответствии с решениями Всемирной Административной
Конференции и Чрезвычайной Административной Конференции по радиосвязи для
космической связи официально выделены диапазоны частот в пределах от
620 МГц до 275 ГГц. При этом в диапазоне 620 МГц ... 3,9 ГГц большинство
участков выделены для космической связи на равной основе (при
соблюдении установленных норм) с наземными службами связи. Для обеспечения
электромагнитной совместимости (ЭМС) космических и наземных средств
связи, работающих в одних и тех же диапазонах, наложены определенные
ограничения на плотности потока, создаваемого передатчиками ИСЗ у
поверхности Земли, и ряд других ограничений. Высокие частоты, выделенные для
космической связи на первичной основе, весьма информативны и позволяют
удовлетворить все известные в настоящее время запросы в связи. Однако их
использование связано с рядом трудностей. Это вопросы совместимости
наземной сети связи, работающей на сравнительно низких частотах, с
космической. И, наконец, использование высоких частот в ряде случаев связано
с необходимостью повышения излучаемой мощности на спутнике для обес-
Системное проектирование космических комплексов связи
287
печения требуемого уровня сигнала у поверхности Земли (по сравнению с
излучаемой мощностью на более низких частотах).
Более низкие частоты, выделенные для космической связи, лишены
этих недостатков, но вместе с тем они обладают сравнительно малыми
информационными возможностями и требуют преодоления трудностей, связанных
с необходимостью обеспечения ЭМС с другими наземными службами.
Наземная система телевещания СССР использует при передаче сигналов
амплитудную модуляцию. Поэтому при организации космического НТВ
с целью упрощения наземных приемных установок целесообразно также
использовать амплитудный принцип модуляции ТВ-сигнала. Однако по
сравнению с частотной она требует больших мощностей излучаемого сигнала и
соответственно сопряжена с необходимостью создания более высокого
уровня сигнала у поверхности Земли. Первое ведет к утяжелению спутника,
второе — к трудностям обеспечения требуемой ЭМС с наземными станциями.
Вопрос об уровне сигнала особенно существенен при создании
космического аппарата для непосредственного телевизионного вещания. Поэтому
здесь используется частотная модуляция. Перевод сигнала на амплитудную
модуляцию осуществляется в специальном преобразователе,
устанавливаемом перед телевизионным приемником.
Наряду с радиодиапазоном в интересах космической связи может быть
использован оптический диапазон. Обладая большой информативностью,
такая связь подвержена влиянию облачности и поэтому не может быть
непрерывной. Кроме того, ее использование сопряжено с решением ряда
технических проблем, связанных с разработкой мощных и компактных бортовых
оптических устройств, обеспечением точности наведения наземных и
бортовых передающих систем.
Необходимо отметить, что оптическая связь может эффективно
применяться для связи между космическими объектами (вследствие отсутствия
затуханий, связанных с атмосферой, и др.).
Обеспечение связи с подвижными объектами (кораблями, буйковыми
станциями, самолетами, шарами-зондами, автоматическими и
пилотируемыми космическими объектами) с целью управления или диспетчирования и
приема от них результатов измерений может быть организовано в
региональном и глобальном масштабе. При региональной организации возможно
использование одиночных спутников. Находясь над обслуживаемым районом
Земли, спутник обеспечивает передачу сигналов между центрами управления
и подвижными средствами, между центрами обработки информации и
средствами их получения в пределах своей зоны радиовидимости или же
запоминает информацию и затем сбрасывает ее при пролете над приемным пунктом.
Связь может быть непрерывной (при использовании стационарного спутника
или нескольких спутников на высоких эллиптических орбитах) (рис. 6.7)
или дискретной. Временные интервалы между сеансами связи (скважность)
определяются баллистическими характеристиками орбиты, особенностями
Направление движения
слутнина
Пуннт измерительного
номпленса
Рабочие части орбиты*
спутнинов
Спутнин на
нерабочей
части орбиты
Спутнин в
рабочем состоянии
S'3tLCXeMa КОСМИческой связи м 'ялшшпеских орбитах для приполярных облас
Пилотируемаястанция
^:
Рис. 6.8. Схема космической снязи системы подвижной службы
Системное проектирование космических комплексов связи 289
взаимного размещения на поверхности Земли обслуживаемого региона и
пунктами приема информации, техническими характеристиками спутника.
Глобальная связь с подвижными объектами может быть организована
аналогично глобальной связи со стационарными объектами (см. рис. 6.8).
6.4. ЗАКОНОМЕРНОСТИ И ОСОБЕННОСТИ
СИСТЕМНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Основными исходными данными являются: объем информации, время,
режим и качество ее передачи, а также географическое размещение
источников и потребителей информации. Географическое расположение приемно-
передающих устройств определяет выбор типа орбиты, режим передачи
(непрерывный, дискретный) — число спутников в системе и высоту орбиты.
Объем, время и режим передачи определяют потребную ширину полосы
частот или число телефонных каналов, или телевизионных стволов. Качество
передачи обуславливает технические характеристики наземных и бортовых
приемопередающих устройств.
Практика разработки и создания наземных станций позволяет построить
зависимости стоимости Сп (da, Гш) наземных станций от диаметра da
используемых антенн и температуры Тш шума приемного устройства. В качестве
примера на рис. 6.9, 6.10 приведены такие зависимости раздельно для
стоимости Са антенно-фидерного устройства и для стоимости Суп усилителя-пре-
10
01
Са, условн. расчетн
ед.
Рис. 6.9. Зависимость стоимости Са
антенны (с учетом высокочастотного тракта)
от ее диаметра da
30
10
01
Суп, условн. расчетн. ед
1000 2000 3000 4000 5000
Г.„.Н
Рис 6.10. Зависимость стоимости Суд усилителя-преобразователя приемного устройст*
йа от температуры Тт шума
1
Народнохозяйственные космические комплексы "л
образователя применительно к устройству для приема ТВ-программ на длине
волны X = 2,5 см (частота/= 12 ГГц).
Взаимосвязь мощности Pq бортового передатчика с параметрами
радиолинии "борт — Земля" определяется уравнением связи. На его основе,
используя установившиеся в настоящее время представления о потерях в
атмосфере, антенно-фидерных устройствах и коэффициенте использования
поверхности антенн, может быть получена зависимость Р^{(1Л, ^ш)
мощности Pq от диаметра приемной антенны и шумовой.температуры Тш приемной
системы. Такая зависимость для спутника, обеспечивающего одновременную
передачу четырех черно-белых телевизионных программ в диапазоне 12 ГГц
со стационарной орбиты с качеством, не худшим 46 дБ, приведена на
рис. 6.11.
Величина мощности излучения связного спутника и число стволов
позволяют оценить затраты на разработку, создание, запуск и эксплуатацию
ракетно-космического комплекса в целом. При этом используются данные по
имеющимся аналогам. Вид зависимости годовых затрат Сркк (da, Тш) от
диаметра антенны da и шумовой температуры Тш наземных приемных
установок для случая ретрансляции четырех программ телевещания со
стационарной орбиты приведен на рис. 6.12.
Данные о затратах на наземные средства и космический комплекс для
**б' Вт сркк' Условн. расчети. ед.
Рис 6.11. Занисимость потребной суммарной излучаемой мощности />б спутника от
диаметра da приемной наземной антенны при разной температуре Гш шума приемных
устройств
Рис 6.12. Зависимость годовых затрат Срк к на разработку, создание и эксплуатацию
ракетно-космического комплекса от диаметра </а используемых приемных устройств
и температуры Гш шума, \= 12 ГГц, четыре ТВ-ствола
Системное проектирование космических комплексов связи
291
С-10-3, уоловн. расчети. ед.
1000
)opt Bm
100
10-
3
100-10"
50-10'
с_
Copty
г **■£
-^S^
^Cpk.k
^/
100
1000
10000 100000
10*
ю-
ю4
105я
Рис 6.13. Зависимость оптимального значения мощности (Рб) opt, излучения спутника,
от числа п наземных приемных станций
Рис. 6.14. Зависимость затрат п (Са + Суп) на наземные приемные средства, ракетно-
космический комплекс Срк к и их суммы С£ = (Са + Суд) п + Срк к от числа п
наземных станций
заданного числа стволов, качества передачи и типа орбиты в зависимости от
диаметра dz приемных антенн и шумовой температуры Тш приемных
устройств позволяют определить для каждого из чисел и наземных приемных
(или приемоперадающих) станций оптимальное значение мощности Pq
бортового передатчика, обеспечивающего наименьшие суммарные затраты С£
на космическую и наземную части связного комплекса. Зависимость (i^opt
от числа п наземных станций для рассматриваемого варианта связного
комплекса приведен на рис. 6.13.
На основе выявленных оптимальных значений мощности Pq бортовых
передатчиков могут быть построены соответствующие зависимости затрат
на ракетно-космический комплекс Срк.К) приемные наземные станции Сп и
на все технические средства С£. Вид аналогичных зависимостей для
рассматриваемого варианта КК приведен на рис. 6.14.
Для определения оптимального числа и станций необходимо
рассмотрение наземной распределительной сети. В телефонии - это АТС и связанная
с ней кабельная сеть, радиорелейные системы; в телевещании
-ретрансляционные системы вещания, кабельная сеть. Для каждого из видов связи
могут быть определены затраты Ср.с на распределительную сеть, обслуживаю-
I!
Народнохозяйственные космические комплексы 29
щую m абонентов, размещенных на территории с площадью S. При этом из
различных способов организации распределительной сети может быть
выбрана та, которая соответствует наименьшим затратам.
Вся территория, на которой расположены абоненты, может быть разбита
на зоны с площадью 5,- и числом абонентов пц на единицу площади. Каждой
из зон / могут быть сопоставлены затраты Ср сг- на распределительную сеть
(для известных пц и 5,). В соответствии с затратами С„,- на одну наземную
станцию для каждой из зон / величина Ср с,- + Cn',-wi,- будет характеризовать
затраты на средства приема и распределения информации для числа абонентов
Ш{, расположенных на площади 5,-.
Возможно, что в отдельных зонах окажется целесообразным с
экономической точки зрения не устанавливать станции приема спутниковой
информации, а использовать для этой цели наземные средства связи с другими
зонами. В этом случае такая зона объединяется с соседней. В тех случаях, когда
для отдельных областей i часть технических средств ранее уже была создана,
величина затрат на наземные устройства может быть соответственно
уменьшена.
Для обслуживания m абонентов, расположенных на территории с
площадью 5, возможно последовательное рассмотрение вариантов построения
системы связи с использованием наземных и космических средств.
Отличительным признаком вариантов может служить число областей, на которые
разбивается вся рассматриваемая территория. При разбиении на области
учитывается наличие готовых наземных распределительных сетей, линий связи
между крупными населенными пунктами, современное состояние,
перспектива промышленного развития и другие факторы.
Для каждого г'-го варианта оцениваются затраты на распределительную
сеть определяется целесообразность установки приемных спутниковых
станций, вычисляются оптимальные характеристики космического комплекса и
стоимость С . системы в целом. Наименьшее из всех С ■ принимается за
оптимальное и за оптимальные принимаются соответствующие параметры
космического комплекса. При использовании различных типов приемных
станций проводится последовательное рассмотрение вариантов их возможных
соотношений. Тот из вариантов, который соответствует наименьшим затратам
Се, принимается за искомый. Так, для двух типов каждый из вариантов
по числу п наземных станций дополнительно разбивается на ряд подвариан-
тов, отличающихся различным сочетанием количеств станций первого и
второго типов. При этом более дорогие станции первого типа могут быть
отнесены к областям с большим населением, более дешевые второго типа — к
остальным. Космический комплекс при этом используется один с
характеристиками борта по мощности, соответствующими наиболее простой станции.
Рассмотрение каждого из подвариантов сочетаний типов станций
позволяет выделить тот из них, у которого величина затрат наименьшая. Такой
перебор вариантов по числу и позволяет вьщелить среди всех наименьших
Системное проектирование космических комплексов связи
293
С£ затрат минимальную. Соответствующие числа и и сочетание типов станций
будут определять состав наземного комплекса, структуру его построения
и облик космического комплекса при использовании двух типов станций.
Аналогично могут быть рассмотрены три и более типов станций и для
каждого из них найден оптимальный вариант построения комплекса связи
с использованием космических средств. Тот из них, который соответствует
наименьшим затратам, принимается за искомый. Он определяет количество
типов приемных станций, число станций каждого типа, облик космического
комплекса для обслуживания m потребителей, расположенных на территории
с площадью 5, при наименьших затратах на разработку, создание и
эксплуатацию системы рассматриваемого вида связи.
Таким образом, может быть определен.целесообразный облик
комплекса для каждого из видов связи (телефония, телеграфия, телевещание) при
использовании космических средств. Совместное рассмотрение этих
комплексов позволит решить вопросы рационального объединения их
космической и наземной части и определения проектного облика технических средств
связи в целом.
7
I
Геодезические
и навигационные
космические
комплексы
i;
Корабли в открытом море, самолеты на трансконтинентальных трассах
определяют свое местоположение по спутникам. По спутникам определяют
местоположения метеорологических шаров-зондов, осуществляется
координатная привязка месторождений полезных ископаемых. С помощью спутников
можно обнаружить цунами и определить высоту земных и морских
приливов, зарегистрировать смещение земной коры вдоль разломов и движение
полюсов Земли, определить изменения в скорости дрейфа континентов и в
периоде вращения Земли; спутники дают возможность провести уточнение
фигуры Земли и поля тяготения, а также создать геодезическую основу для
тематических карт.
7.1. НА СЛУЖБЕ ГЕОДЕЗИИ
В пределах отдельных государств, а иногда и группы стран создана сеть
наземных геодезических пунктов. Расстояние между ними составляет в
среднем 10 .. 30 км. С помощью угломерных, светодальномерных,
астрономических радиотехнических и других измерительных средств вычислены
координаты взаимного расположения пунктов, находящихся в зоне прямой
видимости. Кроме того, в районе каждого из пунктов определены значения силы тя-
жести
Результаты измерений позволяют со сравнительно высокой точностью
определять взаимное положение объектов и находить наиболее удобную в
вычислительном отношении поверхность, достаточно сходную с формой
поверхности Земли. Такой поверхностью, удобной для практического
использования, оказался эллипсоид вращения, который принят за основу
геодезической системы отсчета. Чтобы получить координаты всех пунктов в згой
системе, координаты одного из пунктов сети принимают за исходные и затем
производят пересчет координат остальных пунктов в геодезическую систему
координат. п
За начало отсчета высот принята уровенная поверхность океана, для
геодезической сети нашей страны принят уровень спокойной поверхности
Балтийского моря у Кронштадта. Базисные расстояния и углы направлении на
ближайшие геодезические пункты определяются с помощью
радиотехнических и оптических геодезических инструментов. Привязка к Гринвическому
меридиану, к экватору и к географической сетке проведена с помощью
астрономических средств. Поэтому базисными пунктами служат крупные
обсерватории, в частности Пулковская, широта и долгота которой
определены с высокой точностью.
Получаемые координаты геодезических пунктов аппроксимируются
поверхностью эллипсоида вращения. Эллипсоид ориентируется в теле
Земли так, чтобы его ось была параллельна оси вращения Земли. Тогда две
другие оси располагаются параллельно плоскости экватора. Центр эллипсоида
не совпадает с центром Земли в силу неравномерной приподнятости
материковых частей Земли над уровнем океана.
Народнохозяйственные космические комплексы
296
Исторически сложилось так, что различные страны или группы стран про-
водили независимые геодезические работы и применительно к своим
геодезическим сетям определяли размеры и ориентацию эллипсоидов вращения
в теле Земли. Эти эллипсоиды называются референц-зллипсоидами и носят
названия их создателей: Красовского — в СССР, Бесселя — в Европе,
Кларка—в Америке.
Картографирование поверхности Земли осуществлено в основном
методами аэрофотосъемки. Координатной основой картографирования служат
пункты геодезических сетей. Создание геодезической основы классическими
методами представляет собой трудоемкую, дорогостоящую работу и требует
значительного времени. Это связано с необходимостью построения большого
числа (десятков и сотен тысяч) пунктов, проведения на них измерительных
работ и последующей обработки большого объема измерительной
информации.
Многочисленность пунктов объясняется ограниченностью зоны прямой
видимости на поверхности Земли. Кроме того, классические методы не
обеспечивают высокой точности взаимной привязки пунктов, удаленных на
значительные расстояния (несколько тысяч километров). Это связано как с
неточностями измерений, так и с многочисленностью промежуточных этапов
наблюдений. Значительная погрешность может иметь место также вследствие
технических и вычислительных трудностей обработки очень большого
объема результатов измерений.
Искусственные спутники внесли в геодезию новое качество —
глобальность благодаря большим размерам зоны видимости поверхности Земли
со спутника. Как показал опыт использования американских геодезических
спутников "Эхо", "Анна", "Геос", значительно упростилось создание
геодезической основы для больших территорий, так как резко сократилось
необходимое количество промежуточных этапов. Так, если в классической
геодезии среднее расстояние между пунктами составляет 10 ... 30 км, то в
космической геодезии эти расстояния могут быть на два порядка больше.
Упростилась передача геодезических данных через водные пространства.
Между материком и островами, рифами, архипелагами геодезическая связь
может быть установлена при прямой их видимости со спутника,
непосредственно через него без каких-либо промежуточных этапов. Сравнительно
малое количество пунктов геодезической сети значительно сокращает объем
измерительных работ и сроки создания геодезических сетей. Особенно это
заметно для геодезических сетей на больших территориях.
В наземным условиях поле тяготения измеряют гравиметрами —
сложными и сравнительно дорогими приборами. Возможность их использования
в основном ограничена поверхностью суши, так как на воде измерениям
мешают большие возмущения от качки. Но даже на суше проведение
тщательных гравиметрических измерений представляет большую сложность из-за
трудоемкости процесса.
Геодезические и навигационные космические комплексы
297
На основе изучения эволюции движения спутников достигнуты
результаты по уточнению поля тяготения. При использовании геодезических
спутников с восокой точностью могут быть определены координаты дискретных
совокупностей точек, соответствующих положениям спутника в моменты
наблюдений их с геодезических пунктов. Это открыло путь для высокоточного
определения параметров поля тяготения Земли. Действительно, задаваясь
различными значениями параметров поля тяготения, можно с помощью
вычислительных машин определить траекторию движения спутника: то
сочетание параметров, которое дает наибольшее приближение расчетного движения
спутника к реально измеренным точкам и является наиболее близким к
истинным.
Для исследования поля всей Земли необходимо, чтобы спутник
проходил над всеми ее областями и при этом имел различные формы орбит и
высоты. Спутниковые наблюдения позволят выявить эволюции поля тяготения
и связать их с данными об эволюции поверхности Земли, которые также
могут быть получены по геодезическим измерениям спутников.
Работоспособность обычных наземных астрономических навигационных
средств существенно зависит от метеоусловий и времени суток. В средних
широтах с помощью этих средств можно работать в течение примерно 15 %
времени суток. Радиоастрономические системы в меньшей степени зависят
от метеоусловий (они не работают лишь в сильный дождь, снег и туман).
Но их работоспособность но времени суток также ограничена.
Радиоастрономические навигационные системы могут работать только около половины
времени суток с учетом возможности навигации по Луне. Эти системы
дороги и тяжелы, что сужает области их применения.
Радионавигационные системы, работающие на сверхдлинных волнах,
являются в настоящее время одними из самым распространенных средств
навигации наряду с астрономическими системами. Однако и они имеют
ограниченную зону действия вследствие поглощения энергии радиоволн. Кроме
того, в ряде случаев радионавигационные системы дают
неудовлетворительную точность.
Одни из наиболее распространенных — инерциальные навигационные
системы, в состав которых обычно входят акселерометры. Работоспособность
этих систем не зависит от внешних условий, однако им свойственны
значительные погрешности за счет ухода гироскопов. Поэтому они нуждаются в
Периодической коррекции на основе данных от других систем.
Искусственные спутники Земли, будучи по своей природе глобальными,
придали это качество и навигационной системе, построенной на их основе.
Всепогодность навигации достигается использованием радиосредств
сверхвысокочастотного диапазона, высокая точность — совершенством
измерительных средств.
Народнохозяйственные космические комплексы
298
7.2. ЗАДАЧИ И ТРЕБОВАНИЯ
Координатно-метрические космические комплексы дают возможность
определять положение и скорость движения наземных, морских, воздушных
и космических объектов. В табл. 7.1 приведен перечень основных задач
различных отраслей народного хозяйства, требования по точности определения
координат объектов, времени решения задачи и периодичности обновления
данных.
Для картографии необходимо создание геодезической основы,
позволяющей составить карты различных масштабов. Иными словами, на
поверхности Земли необходимо разместить геодезические пункты (геодезические
вышки, знаки) достаточно густо, чтобы в последующем, используя
различные средства картирования (съемку из космоса, с самолета и т.д.), можно
было составить карты, отдельные объекты на которых были бы с
достаточной точностью привязаны к любым другим объектам, расположенным на
территории нашей страны. Для этого прежде всего проводится увязка между
собой пунктов геодезической сети (сеть строится с высокой точностью) и
затем проводится привязка объектов средствами картографирования к
геодезическим пунктам.
Средние квадратичные погрешности определения координат отдельных
пунктов должны не превышать 25 мм для карт масштаба 1 : 250000 и 2,5 м
для карт масштаба 1 : 25000. Это накладывает жесткие ограничения на
точность работы измерительных средств и на состав измеряемых параметров.
Время построения сети весьма значительно (5 ... 10 лет). Это облегчает
задачу привязки большого числа пунктов (тысяч и десятков тысяч) : при
ограниченном числе измерительных средств определение координат пунктов
может быть проведено последовательно.
Еще более высокие требования к точности определения координат (до
1 м) предъявляет космонавтика при определении координат пунктов
наземного измерительного комплекса. Погрешности в определении координат
ведут к погрешностям в определении орбит спутников и траекторий движения
межпланетных кораблей, что ведет к погрешностям в прогнозировании их
движения, а следовательно, к погрешностям работы космических систем,
удорожанию их обслуживания, повышенным расходам ресурса служебных
систем и, как следствие, — к утяжелению космических объектов, их
удорожанию и к уменьшению эффективности работы.
Аналогичные высокие требования предъявляются космонавтикой,
геофизикой и геологией к точности определения высоты полета спутника
(до 1 м) с целью уточнения фигуры Земли и поля тяготения. Наряду с
данными других измерений (наземных гравиметрических, наземных и
космических геодезических) информация об эволюции высоты Полета спутника
позволяет существенно уточнить фигуру Земли и ее поле тяготения. Для
геофизики это дает уточнение представлений о распределении масс внутри Земли,
ё р
II
I I I I <N & I $ I С
Н Н S
? | S *
о
со
ч
1
S I I
г i i i i
i i i I i i i
-.iii"- i i i i i i i
i
I
I
I
в
а
8. В
& о
д
II
о
о.
& &
й й
I в.
X
к
&
а
о
3
о
>к
о
X
X
К
5
ез
§
2
о
X н
SB
1|
ш S
С eg
■"£
о S
s2 о.
* £
Я о s
Я о S о
о° So
£ in Я ^
| ~ S ~
з
о.
2
m
S
к
о
I ©
к
eg
S.a
I I I I I
J I I I I
X
к
x g
n ж
s 2
f|
о
К -
о о
<D <D _
и и t-
af
I
I
I I I I I I
I I
о ' о ' 0-
S« £
3 X О
о a 3
2 S 2
fitIfIfJ
■е- га
8-1
s *
X <a
О О
3
I
I
ДИЧ-
об-
ерио
ость
С я
X
, г
8, а
к 8
3?
£■ 1
со »
3
ния
овле
X
я
I
£
ass
* S S
2 о «1
2^—i
5 5
О О
Я'
а
о
с
2 а S
о ; S
»ц
О я 5>
в х и
<я
1
§
8 в
I 1
о
^ а>
Is.*
° о о
S с н
b g
О
5 н
s &
о _,
о
о
о
§
о,
о
В!
£
о
Геодезические и навигационные космические комплексы
301
агрегатном состоянии вещества на различных глубинах и характере движения
пластов, для космонавтики — уточнение прогнозирования движения
спутников за счет более точного учета влияния поля тяготения на их движение;
для геологии — уточнение указаний на залежи тяжелых руд в местах с
повышенным тяготением.
Наиболее высокие требования по точности определения наземных
пунктов к координатно-метрическим космическим комплексам предъявляет
геофизика и сейсмология при изучении взаимных перемещений областей
земной коры, крупномасштабных изменений формы поверхности океанов и
эволюции ориентации оси вращения относительно тела Земли. Высокие
требования по точности определения координат и времени обновления данных
обусловлены малыми величинами самих перемещений. Получение такой
измерительной информации не только расширяет данные о строении, эволюции и
происходящих внутри Земли процессах для геофизики, но и позволяет
повысить достоверность прогнозов землетрясений и цунами.
Место и время зарождения цунами может также быть определено со
спутников по наличию характерной для цунами волны на поверхности океана.
Для этого требуются высокоточные измерения высоты (средняя
квадратичная погрешность стн = 10 см) спутника над поверхностью океана.
Требование по периодичности измерений (0,5 ч) обуславливается
скоростью распространения этой волны и расстоянием возможных центров
зарождения цунами от населенной береговой зоны.
Координатно-метрические космические комплексы обеспечивают
навигационные определения кораблей морского флота при любых погодных
условиях и в любое время суток. В зависимости от местоположения
кораблей и решаемых ими задач должны выполняться различные требования по
периодичности и точности определениях их координат.
Так, в открытом море при переходах с использованием традиционных
средств судовождения используются сравнительно редкие обсервации (2 ...
4 ч) со сравнительно низкой точностью (3000 м).
Однако возросшие требования к повышению эффективности морских
перевозок, рост цен на горючее требуют выдерживания оптимальных трасс
Движения. Применение космических навигационных комплексов позволяет
решать эту задачу, обеспечивая определение плановых координат с точностью
250 ... 300 м с частотой обсервации 0,5 ... 1 ч.
Для навигационного обеспечения спасательных операций в море
требуется точность определения местоположения кораблей 2000 м по координатам
и 60 мин по периодичности, что связано с ограниченностью поля обзора
поисковых средств кораблей. Требования к точности определения координат и
периодичности обсервации кораблей транспортного флота еще более
ужесточаются (до 500 м по координатам и 15 мин по периодичности) при плавании
Их в прибрежной зоне, где существуют навигационные опасности.
Проведение работ в океане по его изучению требует частого (через
Народнохозяйственные космические комплексы 302
10 мин) и высокоточного определения координат (до 30 ... 100 м). Для
океанографии это позволяет обеспечить точную географическую привязку
проводимых исследований.
Самолеты гражданской авиации нуждаются в уточнении плановых
координат (до 1000 м) через каждые 30 мин для сокращения погрешностей
прокладки курса. В районах интенсивного движения самолетов на
трансконтинентальных трассах, где должны (из соображений безопасности) строго
соблюдаться заданные коридоры движения и эшелоны По высоте, требования
возрастают до 500 м по координатам и 15 мин по периодичности.
Метеорологические шары-зонды для привязки результатов измерений
атмосферных характеристик требуют определения своего местоположения в
плане с точностью 3000 м через каждый час, и по высоте — с точностью
порядка 100 м. Наиболее полно эти требования могут быть реализованы с
помощью космических координатно-метрических комплексов.
Для геологических партий также требуется всепогодное и высокоточное
средство для точной привязки найденных ими месторождений полезных
ископаемых (100 м по координатам один раз в сутки), что способствует
быстрому их отысканию в случае решения о промышленной разработке и более
корректному учету при составлении карты залегания полезных ископаемых.
Принципиально возможно использование координатно-метрических
космических комплексов для определения орбит спутников и траекторий
движения межпланетных космических кораблей. Такие комплексы позволяют
проводить орбитальные измерения в любое время независимо от места
расположения космического аппарата над поверхностью Земли и избавиться от
влияния атмосферы на точность определения измеряемых параметров. В этом
случае могут быть широко использованы высокоточные измерительные
средства оптического диапазона.
7.3. ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ АППАРАТУРА
Использование спутников для решения координатно-метрических задач
основано на их способности быть видимыми с больших областей поверхности
Земли. Это позволяет расширить зону видимости наземных объектов до
размеров зоны видимости спутника (рис. 7.1) и тем самым создать условия для
измерения относительного положения объектов с неизвестными
координатами (определяемых объектов) относительно объектов с известными
координатами (реперов). Необходимым условием для получения координат
определяемых объектов относительно реперов является в этом случае
одновременное нахождение их в пределах зоны видимости спутника (рис. 7.2).
Зона видимости определяемого объекта может быть расширена еще
больше, если использовать свойство космических аппаратов — регулярность
их орбитального движения, т.е. возможность прогнозировать с определенной
Геодезические и навигационные космические комплексы
303
d3 в -дуга АВ, размер
зоны видимости'
7=10'
30J
7 —угол места У1 \^
п 11 О
Линия горизонта | \
Поверхность Зем
ли
Спутнин
1000
11/1/1/ ЗООО 5000 7000 9000 Н, нм
Рис. 7.1. Зависимость размера (диаметр) зоны видимости d3B от высоты И спутника
и угла места у
точностью траекторию движения спутника, орбита которого определена по
измерениям с пунктов с известными координатами. Зона видимости
определяемого объекта при этом расширяется до размеров полосы обзора со
спутника за один или несколько его оборотов и тем самым опять же создаются
необходимые условия для измерений через спутник параметров положения
определяемого объекта
относительно реперов с целью
вычисления его координат: определяемый
пункт должен оказаться в зоне
видимости спутника,
движущегося по прогнозируемой траектории.
Для определения
местоположения объекта относительно
спутника необходимы три параметра
их относительного положения.
Они могут быть измерены
одновременно или последовательно.
При одновременном измерении
Рис. 7.2. Схема использования
спутников для решения
координатно-метрических задач
Зона видимости
спутнина
Измерение
положения
опредяе-
мого
объента
Определяемые
объенты
Трасса движения
спутнина
Народнохозяйственные космические комплексы •
304
это должны быть три различных независимых параметра (например,
дальность Д "объект — спутник" и два угла £, т?, характеризующие ориентацию
линии визирования объект — спутник в пространстве); при
последовательном — параметры могут быть и однотипные (например, дальность Д
"объект — спутник"). Важно, чтобы общее число измеренных величин было
не менее трех. Кроме того, необходимо, чтобы эти величины относились или
к независимым параметрам, или же, при однотипном параметре, измерялись
в различное время, чтобы полученные три уравнения, связывающие этот
параметр с координатами спутника и объекта, были бы независимыми.
Проведение большего числа измерений способствует более высокой точности
определения координат объекта за счет уменьшения влияния случайных ошибок
измерения при обработке результатов измерений статистическими методами.
Определение параметров относительного движения спутников и
наземных объектов основано на измерении времени прохождения
электромагнитного импульса между ними, на измерении разности фаз приходящего сигнала
на наземные пункты, расположенные на различных расстояниях, на
определении изменения частоты принимаемого сигнала при относительном движении
спутника и объекта, определении направления электрической оси приемной
антенны и, наконец, на измерении положения изображений спутника на
фотоснимке относительно изображений объектов с известными координатами
(например, звезд).
Для измерений временной задержки сигнала между двумя объектами на
одном из них генерируется электромагнитный импульс и посылается в
сторону другого, где он принимается приемным устройством. С помощью
системы единого времени фиксируется время посылки и приема сигнала.
Разница времени дает возможность определить расстояние между объектами как
произведение этой разницы на скорость распространения электромагнитного
излучения. Точность измерения тем выше, чем точнее измеряется временная
задержка и чем точнее известна скорость света. Точность измерения
временной задержки определяется прежде всего точностью работы системы единого
времени и точностью фиксации времени посылки и приема сигнала.
Система единого времени при рассмотренной схеме проведения
измерений должна быть установлена на обоих объектах и обеспечивать высокую
точность измерения времени: расхождения показаний временных устройств
в момент проведения измерений не должны превышать 10 "9 с тем, чтобы
обуславливаемая этим фактором погрешность измерения дальности не
превосходила 0,3 м. Это означает, что при сверке часовых устройств один раз в
сутки скорость ухода каждого из них не должна превосходить 10~14 с/с
Более частая сверка позволяет понизить требования к скорости ухода и
довести их до 10"11 ... 10~12 с/с при сверке времени каждый раз в начале
сеанса измерений.
В космической геодезии измеряются параметры относительного
движения пункт — спутник в различных системах координат. Так, при фотографи-
feode3U4BCKue и навигационные космические комплексы
305
ровании световых вспышек на фоне звездного неба углы ориентации линии
визирования пункт — спутник определяются в геоцентрической абсолютной
системе координат. Перевод этих углов в геоцентрическую подвижную
систему координат требует точного знания времени проведения измерения.
Совместно с известной угловой скоростью Земли это время позволяет
определить угловое положение плоскости Гринвического меридиана
относительно направления на точку весеннего равноденствия.
Точность знания времени зависит от требуемой точности определения
координат наземного пункта. Так, при допустимой погрешности определения
координат пункта в 1 м время необходимо определять с точностью 10~3 с;
при погрешности Ю-3 м, как это желательно при исследовании динамики
движения земной коры, требуется точность знания времени 10"6 с.
Также различны требования к точности знания положения звезд на
небосводе, относительно которых определяется положение вспышки спутника.
Так, для точности определения координат пункта в 1 м необходим каталог
звезд с погрешностью до 10"3" для 10~3 м — 10~6 ",
Дальность пункт — спутник и скорость ее изменения измеряются
безотносительно к системам координат. Для последующих вычислений
координат пунктов измерений используется геоцентрическая система координат,
вращающаяся вместе с Землей. Получаемая при этом сеть пунктов
наносится на географическую сетку с указанием ряда пунктов с высокоточным
определением географических координат астрономическими методами.
Основным элементом технических систем отсчета времени является
генератор частоты. Наибольшая ее стабильность обеспечивается
генераторами, основанными на использовании кристаллических и атомных резонаторов.
Кристаллические резонаторы в качестве стабилизатора частоты
используют кристаллы кварца, ниобия. Здесь используется свойство этих
кристаллов откликаться на электрические сигналы генератора частоты, резонансные
Для кристалла. Такие резонаторы дают возможность получить величину
относительной нестабильности частоты порядка 10"6, что за сутки (Ю5 с)
обуславливает уход времени на 10" ' с.
Термостатирование позволяет повысить уровень стабильности до 10"7.
Охлаждение и термостатирование позволяют существенно увеличить
стабильность и довести ее до 10 ~10 ... 10 "14. Система времени на основе
кристаллических генераторов включает еще преобразователь частоты в показатели
времени и систему его отображения (рис. 7.3).
Рис. 7.3. Схема кварцевого стандарта
времени:
1 ~ генератор частоты с кварцевым резона-
тором; 2 - генератор частоты; 3 -
преобразователь частоты в показатель времени;
4 - индикатор времени
Г"
1Н
2 3
4
Народнохозяйственные космические комплексы
306
I
Н вануумному насосу
Рис 7.4. Схема водородного стандарта времени:
1 - источник водорода; 2 - магнитный экран; 3 - СВЧ-резонатор; 4 - волновод;
5 - преобразователь частоты в показатели времени; 6 - СВЧ-излучение; 7 - электроды
высокочастотного возбуждения пучка атомов; 8 - источник сильного неоднородного
магнитного поля; 9 - накопительная колба; 10 - индикатор времени
Рассматриваются возможные пути повышения стабильности генераторов
частоты. Так, ищутся пути повышения добротности генераторов с 104 до
1010 за счет использования более качественных материалов для резонаторов,
таких как монокристаллы сапфира и ниобия. Они более мгновенно
реагируют на возмущения электрического генератора и не требуют больших
затрат.
Существенно повышает стабильность глубокое охлаждение до
температуры жидкого гелия. Это позволяет принципиально достигнуть уровня
стабильности генераторов до 1015 ... 10 . Теоретические оценки показывают,
что существует принципиальная теоретическая возможность доведения
стандартов частоты до стандартного значения стабильности Ю"70, используя
кристаллические генераторы.
Принцип работы атомных резонаторов, или атомных стандартов частоты,
основан на высокой стабильности частоты излучения возбужденных атомов
газа при переходе их в нормальное состояние. Поэтому такие резонаторы
содержат источник газа, устройство для его возбуждения и селекции
возбужденных и невозбужденных атомов (рис. 7.4) .
В зависимости от условий возбуждения различные атомы будут иметь
различное состояние по аккумулируемой энергии, что будет выражаться в
различии энергетического уровня внешних электронов. Переход их в исход-
реодезические и навигационные космические комплексы
307
ное состояние также не будет одинаковым по уровню энергии стационарного
состояния электронов в атоме. Такой разброс уровней энергий
обуславливает некоторый разброс получаемой частоты.
Для сужения этой частоты используется резонатор с узким спектром
резонансной частоты. Для СВЧ-диапазона излучения таким резонатором
служит замкнутый металлический сосуд. В нем устанавливаются СВЧ-колебания
узкого диапазона спектра.
Через волновод высокостабильное излучение попадает в
преобразователь, где оно преобразовывается во временные величины, которые в
устройстве индикации отображаются в удобную для использования форму.
Относительная стабильность частоты излучения атомных стандартов
весьма высока и составляет 10~12. Она зависит от стабильности температуры,
условий возбуждения и качества изготовления резонатора. При высоком
уровне реализации этих факторов достижима стабильность частоты излучения
порядка 10~15. Теоретические оценки и возможности технологии позволяют
надеяться, что достижима стабильность частоты излучения порядка Ю-17.
Для взаимоувязки систем точного времени наземных пунктов может
быть использован любой спутник, на борту которого установлена система
времени. Пролетая над наземными пунктами, он через радиоканал будет
передавать показания своего времени и те будут проводить соответствующую
коррекцию своих часов. Тем самым может быть достигнута идентичность
отсчета времени на всех наземных пунктах. Уход бортового стандарта
спутника корректируется по показаниям одного из наземных пунктов, на
котором устанавливается наиболее точная система времени (рис. 7.5).
Ошибка согласования времени между наземными пунктами будет
слагаться из погрешностей хода часов бортовой системы за время перелета
спутника от центрального наземного пункта до региональных и погрешности
передачи времени по радиоканалу от центрального пункта к спутнику и от
него к региональному пункту.
Упрощение измерительной системы достигается использованием
следующей схемы: излучаемый сигнал принимается другим объектом, усиливается
и снова переизлучается в обратную сторону, где принимается приемным
устройством. Здесь же фиксируется время двукратного прохождения сигналом
расстояния между объектами и вычисляется дальность между ними. В этом
случае система измерения времени устанавливается только на передающем
объекте и отпадает необходимость высокоточной синхронизации временных
Устройств. Существенно понижается требование к скорости "ухода"
показаний датчика времени из-за кратковременности измерений и снижается масса
аппаратуры на одном из объектов.
Принципиально возможно еще большее упрощение состава оборудования
0Дного из объектов за счет отказа от приемопередающей аппаратуры и
использования пассивного отражения приходящего сигнала. Но в этом случае
существенно возрастают размеры отражающих поверхностей, а следователь-
Народнохозяйственные космические комплексы
308
6
Спутник со стандартом
времени
Рис. 7.5. Схема космической системы единого времени
но, и их масса, а также возрастает требуемая мощность передающих
устройств.
На точность измерения временной задержки оказывает существенное
влияние форма импульса и его протяженность. Она должна быть по
возможности короткой (и с крутым передним фронтом порядка 10"9 с по времени
при требованиях к точности измерения дальности порядка нескольких
метров).
Импульс должен быть опознан приемным устройством и потому должен
содержать несколько периодов. Чем меньше длина волны используемого
излучения, тем более коротким и крутым можно сформировать импульс и тем
точнее измерить время его посылки и приема. Особенно большая точность
(порядка нескольких метров) обеспечивается при использовании лазеров,
в которых обеспечивается высокая компактность импульсов и точность их
фиксации. На спутнике может быть установлен только отражатель, на
наземных пунктах — передающее и приемное устройства.
Геодезические и навигационные космические комплексы
309
Измерение разности фаз приходящего от спутника на наземные пункты
радиосигнала позволяет определить разность расстояний от этих пунктов до
спутника или направление его линии визирования относительно базы,
соединяющей пункты. Для этого на спутнике устанавливается источник
стабильного радиоизлучения, а на наземных пунктах — приемные устройства,
позволяющие определить фазу сигнала по времени. Измерив разность фаз,
можно определить разность дальностей или ее проекцию на линию базы. В тех
случаях, когда на линии базы укладывается несколько длин волн,
производится их вычитание на основе априорной информации о примерном
расположении определяемых пунктов.
Точность работы такой фазометрической системы определяется
точностью синхронизации временных устройств на пунктах и точностью
определения фазы сигнала. Требование по синхронизации здесь совпадает с
аналогичным требованием по импульсному измерению дальности (примерно
10~9 с). Для точного измерения разности времени по разности фазы сигнала
требуется меньшая длина волны. Вместо с тем это ведет к большим
погрешностям в ликвидации неопределенности при вычитании целых периодов. С
этой точки зрения, чем точнее известно априорное положение пунктов, тем
длина волны может быть взята меньшей.
Использование эффекта Доплера позволяет весьма простой по
конструкции аппаратурой измерять радиальную скорость распространения сигнала
между наземным пунктом и спутником. При этом источник когерентного
излучения устанавливается на спутнике, а на наземных пунктах
устанавливается приемное устройство с фиксацией изменений частоты приходящего
сигнала относительно опорной.
Радиальная скорость Vr спутника относительно наземного объекта
r,= (-Fac)lf, (7.1)
где Fa — доплеровская частота; / — частота излучения передатчика; с —
скорость света. Источники погрешностей в излучении доплеровской частоты FR;
уход частоты Д/ задающего генератора, нестабильность ионосферы и
тропосферы.
Влияние первого фактора уменьшается повышением стабильности
генераторов, второго — использованием двух когерентных частот fx и/2.
больших чем 100 МГц. Такие высокие частоты позволяют исключить влияние
тропосферы. Использование же двух .частот позволяет исключить влияние
ионосферы следующим образом.
Пусть
/а/Л=и, (7.2)
хогда с учетом ошибки, вносимой ионосферой в догшеровскую частоту Fa,
Для первой и второй частот
Народнохозяйственные космические комплексы 3lQ
F =-lLVr+~; 0-3)
nfi J
с fxn
где / - коэффициент, учитывающий влияние ионосферы на ошибку в допле-
ровской частоте.
Из системы уравнений (7.3)
Vr = Fal2 - Ffl2" , (7.4)
("2 - DA
т.е. получаем Vr, не зависящие от параметров, учитывающих влияние
ионосферы, а следовательно, исключаем влияние связанных с этим ошибок.
Мощность передатчика Р, выраженная в ваттах, при использовании все-
направленной антенны
Р= (41г)2а,О2Д$;Д2/(О102Х2), (7.5)
где tti, а2 — коэффициенты потерь в высокочастотном канале приемника и
на распространение соотвественно; Oi, о2 — коэффициенты полезного
действия передающей и приемной антенн соответственно; [i — чувствительность
приемного устройства в ваттах; J - коэффициент шума; Д - дальность от
передатчика до приемника в метрах; X — длина волны передатчика.
Направление на источник радиосигнала может быть определено с
помощью направленной приемной антенны. Для этого находится такое ее
положение, при котором источник расположен в зоне максимума принятого
сигнала. Точность такого способа определяется в основном степенью
направленности антенны и составляет в настоящее время доли градуса.
Существенно большая точность определения углового положения
спутника относительно пункта может быть получена при измерении его
положения на небосводе относительно звезд, угловые экваториальные координаты
(прямое восхождение а и склонение S, рис. 7.6) которых известны с
высокой точностью (угловые секунды) на основе многолетних астрономических
наблюдений. Такое измерение может быть проведено, например,
фотографированием спутника на фоне звездного неба. С наземных пунктов это удобнее
всего делать в темное время суток, когда не мешает рассеянный в атмосфере
солнечный ест. При этом спутник должен быть или освещен Солнцем, или
же иметь какой-либо искусственный источник света.
Использование солнечного освещения требует специальных условий,
аналогичных условиям для визуального наблюдения ИСЗ в вечернее время,
когда в месте наблюдения наступило (или еще продолжается) темное время су-
Геодезические и навигационные космические комплексы
311
i'
Северный
полюс
Рис. 7.6. Геодезическая система координат, измеряемые и вычисляемые значения
ток, а проходящий над этим местом спутник освещен Солнцем. Кроме того,
необходимо, чтобы отсутствовала облачность над местом размещения пункта
или была достаточно мала, чтобы с высокой вероятностью спутник в момент
его фотографирования был виден с пункта наблюдения.
Момент фотографирования определяется на основе баллистических
расчетов и сообщается на измерительные пункты. Одновременно сообщаются
данные по угловой ориентации направления пункт — спутник, необходимые
Для выставки фотографической аппаратуры. В расчетное время открывается
и закрывается затвор и экспонируется пленка. На пленке получается
изображение звезд и спутника в виде точек. Измерение удаления изображения
спутника от изображений звезд с известными экваториальными координатами
позволяет интерполяцией определить и координаты спутника на небесной
сфере при взгляде на него с измерительного пункта, т.е. определить угловую
ориентацию линии визирования пункт - спутник в экваториальной системе
координат для каждого из измерительных пунктов.
По времени фотографирования эти углы могут быть пересчитаны в углы
5 и п, отсчитываемые в геоцентрической системе координат OXYZ (см.
Рис. 7.6). Следовательно, фотографирование спутника с одного пункта с
изустными координатами позволяет построить в геоцентрической системе
координат прямую, проходящую через этот пункт, на которой располагается
спутник в момент фотографирования.
Точность измерений изображения спутника на пленке относительно звезд
зависит от диаметра изображений звезд и размеров изображения спутника,
Метрического качества оптики фотоаппарата и степени деформации пленки
1
Народнохозяйственные космические комплексы
за время от момента фотографирования до ее метрической обработки и от
точности работы измерительного инструмента.
Размер изображения звезд зависит от качества оптики и пленки. При
одинаковом качестве оптики размер изображения на пленке определяется
в основном ее зернистостью. Она наименьшая для пленок малой
чувствительности. Поэтому с этой точки зрения желательно использовать именно
такие пленки. Но для этого требуется или увеличение выдержки при
фотографировании, или увеличение светосилы оптики. Увеличение выдержки ведет к
смазу изображения звезд за счет вращения Земли. Для компенсации этого
эффекта в процессе экспозиции пленки фотоаппарат вращается в сторону,
обратную вращению Земли. Кроме того, увеличенная экспозиция ведет к
росту размера изображения спутника: оно превращается из точечного в
линейное, при этом длина линии пропорциональна пути, проходимому
спутником за время экспозиции. Такая форма изображения затрудняет его
метрическую обработку.
Увеличение светосилы оптики требует увеличения входного отверстия
объектива или уменьшения фокусного расстояния. Рост входного отверстия
ведет к удорожанию и утяжелению фотоаппаратуры, уменьшение фокусного
расстояния — к ухудшению геометрической точности изображения.
При современном уровне развития фотографической аппаратуры для
получения приемлемых точностей измерения на пленке положения
изображения спутника относительно звезд (соизмеримых с точностями определения
звезд в каталогах) с учетом перечисленных ранее факторов требуются
спутники с большими отражающими поверхностями (сотни квадратнык метров)
с тем, чтобы отраженный от них поток солнечного света был достаточен для
получения качественного изображения на пленке.
В настоящее время используется более совершенный способ организации
фотографирования спутника на фоне звездного неба: на спутнике
устанавливается импульсная лампа. Время фотографирования в этом случае
расширяется до всего ночного периода и требуется лишь, чтобы спутник был виден
с измерительного пункта. Расширяются возможности по выбору
оптимальных характеристик фотографической аппаратуры за счет возможного
увеличения мощности лампы-вспышки. Кроме того, расширяются возможности
экспозиции по времени: она может быть большой для получения
качественного изображения звезд без ущерба для изображения вспышки, так как она
кратковременна.
Наибольшая точность измерения положения вспышки относительно
звезд обеспечивается при ее расположении в центральной части кадра.
Поэтому, чтобы обеспечить попадание вспышки в центр кадра при наличии ошибок
в эфемеридах и выставки аппаратуры в ожидаемую точку звездного неба,
целесообразно проводить не одну, а серию вспышек. Требуемое их число в
серии и интервал между ними зависят от точности прогнозирования
движения спутника, точности выставки аппаратуры и размера поля зрения,
обеспечивающего высокие точности последующих измерений, и могут быть оцене-
feodamecKue и навигационные космические комплексы 313
Hbi исходя из геометрических соображений. Кроме улучшения точностных
факторов, использование серий вспышек облегчает процесс их
отождествления на снимке.
Наилучшая точность измерения на пленке при определении
экваториальных координат вспышки обеспечивается при малых ее продолжительностях
(0,0001 ... 0,001 с). В этом случае получается изображение вспышки в виде
круга диаметром в несколько десятков микрометров (из-за рассеяния света
в объективе и фотоимпульсии пленки), что позволяет определить его
геометрическое положение на пленке относительно звезд с точностью нескольких
микрометров. При высотах спутника Н = 1000 ... 3000 км и фокусных
расстояниях / = 0,2 ... 1 м объектов это соответствует погрешности в
определении координат спутника в момент проведения вспышки, не превышающей,
примерно 15 м.
Увеличение длительности вспышки ведет к увеличению погрешности
измерения за счет размазывания ее изображения, связанного с перемещением
спутников по орбите, а следовательно, и его изображения на пленке за время
вспышки. При значительных длительностях (примерно 1 с) пятно
изображения вспышки, соответствующее ее окончанию, выйдет за пределы пятна,
соответствующего ее началу, и потому дальнейшее увеличение длительности
станет бесполезным для обеспечения наилучших условий экспонирования
пленки. С точки зрения точности измерения погрешность определения
положения спутника на орбите в этом случае возрастет до сотен и тысяч метров.
Для получения качественного изображения световой вспышки на пленке
необходимо, чтобы на объективе фотоаппарата обеспечивалась в течение
времени т [с] освещенность £Тлк], удовлетворяющая следующему
соотношению:
— <&Ет—т-г}, (7-6)
V ф
где Sn — общая светочувствительность фотопленки по плотности 0,2; а —
относительная фотоактиничность, характеризующая чувствительность пленки
к спектру излучаемого лампой света, изменяется от 1 до 0; d — диаметр
объектива в мм; Ф - диаметр изображения в мм; т? - коэффициент
пропускания оптики, характеризующий потери света в объективе, зависит от
качества стекла и просветления оптики, изменяется от 0,7 до 0,9.
Потребная сила света / лампы-вспышки, удаленной от фотоаппарата на
расстояние г, для обеспечения освещенности Е на объективе фотоаппарата
/= рЕг2 (7-7)
или с учетом соотношения (7.6)
/ = рФ2г2/5пагт?<Л (7-8)
U-1391
Народнохозяйственные космические комплексы
где р — коэффициент, учитывающий поглощение света в атмосфере; его ве-
личина для углов места 30 ... 20 ° составляет примерно 2,5.
Требуемая при этом световая энергия Q лампы в лмс
Q = Фш , (7.9)
t
где ф = S Idr — освечивание лампы-вспышки; со — телесный угол в
стерадианах, в°котором происходит излучение светового потока.
Определим энергию излучения в джоулях, потребную для работы лампы-
вспышки:
W = Q/v, (7.10)
где v — коэффициент светоотдачи, учитывающий качество преобразования
лампой электрической энергии в световую; его значение составляет
примерно 40 ... 50 лм/Вт (в идеальном случае 1 Вт = 683 лм).
При отсутствии рефлектора: со = 47г.
При его использовании со = 2я(1 — cos0), где 0 — половина телесного
угла, в котором излучается световой поток рефлектором.
Кроме того, с использованием рефлектора связаны потери за счет
некачественного отражения рефлектором светового потока. Эти потери
характеризуются коэффициентом, величина которого составляет примерно 0,9.
Использование рефлектора позволяет существенно снизить потребную энергию
вспышки. Так, при высоте полета спутника Н = 1500 км возможно
использование рефлектора с углом |3 = 60 °, что сокращает затраты энергии в
четыре раза по сравнению с вариантом, когда применяется лампа без
рефлектора.
При высокоточных измерениях координат наземных пунктов
необходимо учитывать неравномерность вращения Земли и приливные колебания
ее поверхности. Это обусловлено наличием под корой Земли подвижной
массы в виде магмы, разобщенностью материковых плит, их пластичностью и
полями тяготения Луны и Солнца.
Это приводит к тому, что измерительные пункты Земли совершают
колебательное движение относительно подвижной геоцентрической системы
координат, построенной по среднему положению оси вращения и соответственно
экватора. Эти колебания достигают нескольких метров. Поэтому при
определении координат наземных пунктов и КА с погрешностями меньше метра эти
колебательные эффекты движения Земли должны учитываться.
Неравномерность вращения может измеряться астрономическими и
автономными методами. При использовании астрономических методов
необходимо непрерывно наблюдать с высокой точностью за небесными объектами с
нескольких наземных пунктов и высокоточно измерять на них время. Это
Геодезические и навигационные космические комплексы
315
дает возможность точно определять текущие по времени координаты полюса
й значение вектора угловой скорости Земли.
Точность измерения координат полюса должна в три-десять раз
превышать требуемую точность построения сети. Точность согласования времени на
измерительных пунктах необходима от 10 -3 до 10 ~* с для требуемых
точностей по координатам сети от 1 м до 10~3 м соответственно.
Автономный метод позволяет непрерывно определять изменения
компонент вектора угловой скорости Земли. Для этого могут быть использованы
лазерные гироскопы с тремя взаимно перпендикулярными плоскостями
хода луча. Каждый из них по существу представляет собой интерферометричес-
кий детектор (рис. 7.7). Интерферометрическая картина получается
наложением в плоскости сведения луча от источника и его части, прошедшей через
контур. При отсутствии вращения Земли задержка приходящего фронта
сигнала пропорциональна длине контура. При наличии вращения добавляется
составляющая, пропорциональная увеличению или уменьшению длины хода
за время прохождения по нему луча, обусловленная угловой скоростью.
Для измерения угловой скорости Земли с погрешностью порядка 10 8 1/с.
что соответствует погрешности определения координат пункта на
поверхности Земли порядка 1 м, необходима точность лазерного интерферометра
10 ~14 м при периметре контура порядка 10 м. Для измерений угловой
скорости с погрешностью Ю-11 1/с, что соответствует погрешности пункта 1 мм,
необходима точность интерферометра Ю-17 м.
С помощью лазерных интерферометров можно определить также и
колебательные перемещения пунктов поверхности за счет приливных и
деформационных явлений. В таком интерферометре применяются два источника
когерентного излучения и две плоскости сведения лучей (рис. 7.8).
При отсутствии скорости V плоскость сведения лучей устанавливается
в такое положение, при котором интерференционные кольца
неподвижны. Появление скорости V
удлиняет ход луча от
верхнего источника и
укорачивает от нижнего левого,
оставляя неизменным ходы
Рис. 7.7. Схема лазерного
интерферометра для измерении
Угловой скорости со плоскости
Хода луча:
1 - светоделительная призма;
2 - интерференционная
картина; 3 - плоскость сведения
лучей; 4 - источник
когерентного излучения; 5 — зеркало
Народнохозяйственные космические комплексы
316
Рис 7.8. Схема лазерного
интерферометра для измерения
линейной скорости V
движения плоскости хода луча:
1, 5 — интерференционная
картина; 2, 4 - плоскость
сведения лучей; 3, 6 —
источник когерентного излучения
лучей в горизонтальном
направлении. Это
изменяет интерференционную
картину, и кольца
начинают перемещаться на одной
картине в Одну сторону,
на другой - в другую.
При периодичности
колебаний поверхности Земли в одни сутки, т. е.~ 10s м/с, и вертикальных
перемещениях 1 м линейная скорость перемещения составит порядка 10 м/с.
При длине хода луча в интерферометре 10 м необходима точность измерения
порядка 10"14 м. Для фиксации вертикальных перемещений в 10"3 м
интерферометр должен работать с точностью 10"1 м.
Достижимая точность интерферометра 10~15 м эквивалентна
возможности определения отклонений угловой скорости Земли Дсо = 10 "7 1/с и
линейных перемещений земной коры Дг = 10 _1 м. Квантовый же предел
точности измерений линейных перемещений, т.е. физический предел, составляет
порядка 10"20 м, что дает Дсо = 10~14 1/с и Дг = 10"6 м.
Нестабильность частоты источников излучения также будет приводить к
изменению интерферо метрической картины. Поэтому нестабильность должна
быть настолько малой, чтобы ее влияние было на порядок меньше, чем
влияние измеряемой величины скорости V . Кроме того, влияние нестабильности
может быть учтено в связи с тем, что оно приводит к одинаковому
изменению интерферометрической картины на обеих плоскостях сведения лучей,
в то время как скорость V— к противоположному. Поэтому разница
скоростей изменения интерферометрических колец будет свободна от влияния
уходов частоты и характеризовать только величину скорости V .
Ускорение точек земной поверхности при таких перемещениях составит
число порядка 10 "10 м/с2. Для фиксации таких ускорений необходимы
акселерометры с чувствительностью порядка 10"п м/с2. Трудность их создания
состоит в том, что очень велик фоновый сигнал, каким является ускорение
поля тяготения Земли 10 м/с2.
Все это говорит о том, что изменения параметров векторов угловой
скорости могут быть измерены автономными средствами с высокой точностью,
Геодезические и навигационные космические комплексы 317
что позволит с большой точностью определять мгновенное положение оси
вращения Земли в пространстве, а следовательно, и плоскости экватора. Эти
измерения могут проводиться непрерывно, а следовательно, непрерывно
можно вычислять изменения координат измерительных пунктов
относительно геоцентрической системы координат с фиксированными осями и
плоскостью экватора.
За такие фиксированные положения оси вращения и плоскости экватора
Земли могут быть выбраны средние их положения за длительный
промежуток времени, или же их положения в какую-либо дату. Также могут быть
определены средние положения измерительных пунктов и относительно их
определяться малые перемещения коры Земли.
Положение наземных пунктов может быть в принципе определено с
высокой точностью и на основе только спутниковых методов. Для этого
необходимы практически непрерывные измерения с наземных пунктов
параметров относительного положения пункт - спутник. Разделение влияния
колебательного движения пунктов за счет неравномерности вращения Земли и
приливных волн в ее коре возможно за счет проведения измерений с каждого
из пунктов одновременно по нескольким спутникам на разных орбитах.
Автономные измерения совместно со спутниковыми геодезическими
дают возможность знать точное мгновенное положение измерительных
пунктов и всех характерных точек на земной поверхности. Это дает возможность
построить высокоточную модель коры Земли, которая необходима для
исследований в области геофизики, геологии, сейсмологии и других наук
о происхождении, эволюции, современного состояния и будущего развития
нашей планеты.
7.4. КООРДИНАТНО-МЕТРИЧЕСКИЕ КОМПЛЕКСЫ,
ПОСТРОЕННЫЕ НА ИСПОЛЬЗОВАНИИ
МЕТОДА ОДНОВРЕМЕННЫХ НАБЛЮДЕНИЙ
При этом методе измерение параметров относительного движения
спутников и наземных пунктов с известными координатами, а также спутников
и определяемых объектов проводятся одновременно. Измерительная
аппаратура может располагаться на наземных пунктах, объектах и спутниках;
одновременность измерений обеспечивается системой единого времени или с
помощью кратковременного электромагнитного импульса, используемого для
определения параметров относительного движения, подаваемого со спутника
Для всех пунктов и объектов.
При измерении с пунктов и объектов трех величин, например, дальности
Д и углов |, т? (рис. 7.9) ориентации линий визирования пункт - спутник
и объект — спутник определение координат определяемых объектов может
быть проведено по одному одновременному измерению спутника с пункта,
Народнохозяйственные космические комплексы 318
Положение спутнина в момент
одновременных измерений
Рис 7.9. Схема определения объек- рНс. 7.10. Схема определения объекта
чета по методу одновременных наб- рез промежуточные пункты
люден ий
координаты которого известны, и определяемого объекта. Действительно,
в этом случае известен вектор /?п положения пункта в системе координат
OXYZ, векторы Дп-С и Дс 0 определяются в результате измерений, откуда
искомый вектор положения определяемого пункта (см. рис. 7.9) :
РоЫ+Дп.с +Д1о- (711>
Одновременно могут быть определены координаты всех остальных
объектов, если аналогичным образом проведены измерения их положения
относительно спутника (для этого они должны быть видны с этого спутника
в момент измерения).
Если же объекты находятся на большом удалении от пункта с
известными координатами и высота спутника такова, что невозможна их совместная
видимость со спутника, то в этом случае их координаты могут быть
определены через один или несколько промежуточных пунктов, которые
расставляются так, чтобы обеспечивалась одновременная видимость со спутника
известного пункта и хотя бы одного из промежуточных, затем этого
определенного промежуточного пункта с другим промежуточным в новом положении
спутника и так далее до конечного наиболее удаленного определяемого
пункта (рис. 7.10). Таким образом, с помощью цепи пунктов может быть
передана координатная информация от одного пункта к другому удаленному
пункту.
Если используется только один спутник, то последовательная передача
Геодезические и навигационные космические комплексы
319
координатной информации от одного пункта к другому возможна только
через промежутки времени, продолжительность которыхопределяетсявреме-
нем, потребным для передвижения спутника из одного требуемого
положения в другое (положения 1,2, 3). Поэтому такой способ передачи при
наличии одного спутника реализуем для неподвижных объектов (пунктов
геодезической сети, пунктов наземной сети космического измерительного
комплекса и т.д.), не требующих высокой оперативности определения координат
объектов.
Использование нескольких спутников в принципе позволяет так
организовать их движение, чтобы они в определенный момент заняли такое
положение над пунктами, при котором удовлетворяется требование одновременной
видимости с известного пункта на удаленный определяемый объект через
промежуточные объекты и спутники, как это показано на рис. 7.11. В этом
случае возможно получение измерительной информации и определение
координат удаленного объекта за короткое время. Такая ситуация будет
продолжаться недолго, так как рассматриваемая группа спутников переместится
в другой район околоземного пространства и наблюдения будут
невозможны. Однако увеличением их числа можно добиться такой ситуации, при
которой на смену одной группы спутников через требуемое время будет
приходить другая и т.д. Время ожидания сеанса наблюдения (обсервации) будет
сокращаться и может быть доведено до нуля при достаточно большом
количестве спутников в системе. В качестве примера на рис. 7.11 приведено
потребное число спутников для обеспечения непрерывной видимости (при Дг =
= 0) с любого пункта Земли хотя бы одного спутника при различных
высотах круговых орбит и угле места наблюдения у= 10 °. Для решения
рассматриваемой задачи это число спутников должно быть большим (увеличено
примерно в два раза) за счет необходимости в гарантированном перекрытии зон
видимости (*5°).
Если определяемые объекты могут располагаться в любой точке Земли
(морские корабли,
самолеты), то реализация
рассматриваемого способа
определения координат потребует,
помимо большого числа
спутников, большого количества
промежуточных пунктов.
Они должны быть
равномерно расставлены по по-
Рис. 7.11. Схема определения
объекта через промежуточные
спутники
Спутнини
Пуинт с уГ
известными / У**
ноординатамиХ Л/
в моменты одновре
измерений
cf 2 ^^
•Рп>
Зона ^v
видимости ^
спутнина 1
Зона видимо
спутнина 3,^
0 \j^
иен
сти
Or
об
4ЫХ
уц,с3
Л.
Дс5о
ределнемыи
ъент
Народнохозяйственные космические комплексы
320
верхности Земли или океана с тем, чтобы в любой момент быть готовыми
к проведению сеанса измерения.
Промежуточные измерительные пункты могут быть убраны, если
использовать вместо них сами спутники. Для этого на спутниках должна
быть установлена аппаратура для измерения взаимного расположения
космических объектов. Тогда вектор р0 положения объекта может быть
определен как сумма веткоров рп положения пункта с известными координатами
положения спутника 1 относительно пункта ДС1 и векторов Дс2,сз
взаимного положения спутников 1, 2 и 3 и, наконец, вектора Дсзо взаимного
положения третьего спутника и определяемого объекта (см. рис. 7.11).
Измерение требуемых параметров Д, %, т? может быть проведено
различными способами в зависимости от необходимой оперативности и точности
определения координат объектов. Так, для неоперативных задач возможно
использование измерительных систем, работающих в оптическом диапазоне
длин волн: лазерного дальномера и фотографической аппаратуры для
получения изображения вспышки на фоне звездного неба. Эти системы способны
обеспечить высокую точность измерения дальности Д и углов %, г?, что
определяет возможность определения с высокой точностью координат объектов.
Низкие требования по оперативности допускают проведение многократных
измерений и длительную обработку измерительной информации и
централизованную ее обработку. В этом случае помимо спутников, пунктов и
объектов с измерительной аппаратурой и системой единого времени в состав
комплекса должны входить средства обработки полученных данных и
вычислительный центр для определения координат объектов.
При решении высокооперативных задач недопутимы срывы сеансов
измерений из-за облачности и несоблюдений условий овсещенности
Солнцем спутника или наземного пункта. Кроме того, используемые при
этом измерительные системы должны позволять оперативно получать
в удобном для передачи и обработки виде результаты измерений. Поэтому
здесь целесообразны радиотехнические измерительные средства. Основная
часть этих средств может быть размещена на наземных пунктах и объектах.
На спутнике при этом остается наиболее легкая часть аппаратуры
(отражатель, приемопередатчик, излучатель) и он получается сравнительно простым
по конструкции. Но такой подход требует большого количества однотипной
аппаратуры на определяемых объектах для проведения измерений, приема
информации от других объектов, участвующих в одновременных
измерениях, и обработки этой информации.
Измерительная информация может обрабатываться централизовано. Для
этого результаты измерений с пунктов и объектов должны передаваться
в центр, там обрабатываться и результаты обработки обратно передаваться
на объект. Это упрощает аппаратуру объектов и пунктов, но требует
высокоинформативной системы связи между объектами, пунктами и
вычислительным центром.
Геодезические и навигационные космические комплексы 321
Наконец, возможно размещение на спутниках всего комплекса
измерительной аппаратуры и вычислительных средств, оставив на пунктах и
объектах отдельные вспомогательные системы для измерений и связи. В этом
случае существенно упрощаются пункты и корабли, но возрастает сложность и
масса спутников, а также состав решаемых задач: они проводят измерения,
обрабатывают информацию и сообщают координаты объектам.
Последовательное измерение положения подвижных объектов через
небольшие промежутки времени позволяет косвенно определить и скорость
их перемещения. Прямым образом скорость при каждом измерении может
быть определена, если, кроме величин Д, £, т?, измерять скорость их
изменения. Аналогично предыдущему может быть построена система спутников для
оперативного определения не только положений, но и скоростей объектов.
При использовании меньшего состава измеряемых параметров, чем
три (или шесть), положение объектов может быть определено путем
последовательных измерений по нескольким спутникам. Так, если проводится
измерение только дальности Д, то положение спутника может быть
определено по одновременному измерению дальности с трех пунктов, координаты
которых известны. Если одновременно проводились измерения дальности
с определяемого объекта, то его координаты также могут быть определены,
если эта операция проведена для трех различных положений спутника
(рис. 7.12).
При измерении только угловой ориентации линии визирования пункт —
спутник (углов £, г? рис. 7.13, 7.14) положение спутника может быть
определено по одновременному измерению с двух известных пунктов (как
точка пересечения соответствующих линий визирования), а положение
объекта — как точка пересечения двух линий визирования спутник —
объект при одновременном измерении с пунктов и объекта. Такие системы
при прочих равных условиях обладают меньшей точностью и оперативностью,
чем те, которые имеют измерительные системы для определения как
угловых, так и линейных величи?
Большим
достоинством метода
одновременных наблюдений является
независимость получаемой
точности определения
координат объектов от
ошибок знания траектории
Движения спутника.
Прогнозирование орбиты здесь
Рис. 7.12. Схема метода
одновременных измерений
дальности
Сферы равных
удалений спутнина
от базисных пуннто
Определяемый
пуннт
Сферы равных
удалений
определяемого
пункта от
спутнина
Народнохозяйственные космические комплексы 322
Звезды с известными
ноординатами а и Ь
s
——Л Фотографии с
изображением вспышни
и звезд
На тонну
весеннего
равнодеиствия
рямое восхождение а и склонение 8
точен ^а- небосводе, в которых видиы
световые вспышни спутника из
пуннтов наблюдения
Рис. 7.13. Схема метода одновременных наблюдений на основе фотографирования
световых вспышек иа фойе звездного неба
необходимо лишь для правильной установки измерительных средств
перед началом измерительного сеанса. Точность же определения
координат объектов обусловливается составом измерительных средств, точностью
их измерений, взаимным расположением спутника и измерительных
пунктов и, наконец, количеством проведенных измерений. К недостаткам отно-
Фотографии с изображением
спутнина и звезд с известными
ноординатами
Рис. 7.14. Схема метода одновременных наблюдений освещенного Солнцем спутника
на фоне звездного неба
Геодезические и навигационные космические комплексы
323
сится потребность в большом количестве промежуточных пунктов или
спутников, а также необходимость синхронизации измерений разных
пунктов и передачи результатов в центр обработки или взаимной передачи между
пунктами при обработке информации на одном из них.
7.5. КООРДИНАТНО-МЕТРИЧЕСКИЕ КОМПЛЕКСЫ,
ПОСТРОЕННЫЕ НА ИСПОЛЬЗОВАНИИ ОРБИТАЛЬНОГО МЕТОДА
При орбитальном методе с базисных пунктов (пунктов с известными
координатами) проводится определение орбиты спутника и осуществляется
ее прогнозирование; объекты измеряют параметры своего положения
относительно спутника и на основе его эфемерид определяют свое положение
(рис. 7.15).
При измерениях с объекта трех параметров Д, £,т? достаточно знать
эфемериды спутника хотя бы в одной точке с тем, чтобы определить
координаты объекта. Погрешность определения будет зависеть от точности
измерения этих параметров, взаимного положения спутника и объекта и точности
знания эфемерид спутника. Космический координатно-метрический
комплекс помимо спутников в этом случае включает в себя наземные станции
измерительного комплекса, осуществляющие определение орбиты, и
вычислительный центр, где проводится обработка измерительной
информации и прогнозирование орбиты.
Вычисленные эфемериды могут передаваться на спутник, а с него на
объект в начале измерительного сеанса. При долгосрочном прогнозировании
Эфемериды спутнина
Мерный участон орбиты
/7
Расчетный и действительный
венторы снорости спутнина
Расчетные элементы
траентории
Расчетные положения
объеигов
Расчетная траентория
спутника
Ч
Действительная
траентория спутнина
Рис. 7.15. Схема работы координатно-мвтрического комплекса иа основе орбитального
метода
Народнохозяйственные космические комплексы
324
(недели, месяцы) эфемериды могут передаваться на объекты на
длительный период. Наиболее удобно иметь эфемериды спутников в виде каталога
аналогичного Астрономическому ежегоднику. В этом случае необходимо
или иметь возможность прогнозировать орбиту с высокой точностью на
длительный период (квартал, год), или же корректировать орбиту
спутника с тем, чтобы он двигался по расчетной траектории. В первом случае
должны быть с большой достоверностью изучены силы, действующие на
спутник (поле тяготения Земли, сопротивление атмосферы и т.д.), во
втором - на спутнике должны быть установлены корректирующая
двигательная установка и система индикации отклонения от расчетной траектории.
Определение координат объектов, не требующих высокой
оперативности обсервации, может быть проведено на основе нескольких
измерительных сеансов. Обработка информации может проводиться как на
самом объекте, так и централизованно, для чего результаты измерений и
обработки передаются по каналам связи.
Оперативное определение координат проводится по одному
измерительному сеансу, поэтому точность измерений параметров, Д, 5,г? должна
быть достаточной для удовлетворения требований по точности привязки
объектов при их возможных взаимных расположениях в пределах зоны
видимости. Число сеансов измерений может быть повышено без ущерба
для оперативности при использовании нескольких спутников. В этом
случае параметры Д, %, г? определяются одновременно или последовательно с
допустимым интервалом во времени по нескольким спутникам.
При очень высоких требованиях к оперативности определения
координат объектов (минуты, десятки минут) необходимо такое количество
спутников и такое их расположение на орбитах, чтобы имела место
непрерывная видимость с объектов хотя бы одного спутника (рис. 7.16). В этом
случае время определения будет зависеть от продолжительности измерений,
обработки информации, а при централизованной обработке - от времени
передачи информации в центр обработки и обратно. Для измерений по
нескольким спутникам одновременно в этом случае необходимо еще большее
увеличение их числа (примерно во столько же раз по нескольким спутникам
одновременно необходимо проводить измерения). Потребное число
спутников при этом может быть оценено по графикам (рис. 7.17 ... 7.19).
Как и при одновременных измерениях, здесь возможно размещение
основной части измерительных устройств и вычислительного
оборудования на самих спутниках. Спутники существенно усложняются, но зато
упрощается оборудование объектов и облегчается централизация управления
движением подвижных объектов.
При измерении одновременнно шести величин Д|т? и д£т? по одному
положению спутника наряду с координатами может быть определена и
скорость объекта. В этом случае помимо координат в состав эфемерид-
ной информации должны входить компоненты скорости спутника.
Мерные участки
орбит спутников
Эфемериды спутник
Сферы равных удалении
объекта от спутников
Рис. 7.16. Схема работы космического
комплекса непрерывной навигации по
нескольким спутникам
»,шт.
20
N. щт
15
10
^
7=0*
. т=0
т =30 мин
Т=1ч
т=3 ч
15
10
О
1000 10000 20000 30000
Н, нм
Рис. 7.17. Зависимость числа N
спутников в системе от высоты Я круговой
полярной орбиты и среднего времени т
ожидания сеанса наблюдения для
объекта, расположенного на экваторе при
угле места 7= 0°
„,
Y =10"
т=0
t =30 мин
т=1 ч
т=3 ч
О
1000 10000 20000 30000
W, нм
Рис. 7.18. Зависимость числа N
спутников в системе от высоты Я круговой
полярной орбиты и среднего временв
т ожидания сеанса наблюдения для
объекта, расположенного на экваторе при
угле места у = Vf
Народнохозяйственные космические комплексы
326
N, шт.
25
20
15
10
О
1000
V
V
Y=30*
^1=0
-с =30 мин
т=1 ч
Т=3 ч
Рис 7.19. Зависимость числа N спутни.
ков в системе от высоты Я круговой
полярной орбиты и среднего времени г
ожидания сеанса наблюдения для
объекта, расположенного на экваторе при угле
места т = 30°
10000
20000
30000
Н, нм
Измерение меньшего количества
параметров также позволяет
определить координаты и скорость объекта,
как это имеет место при
использовании метода одновременных
наблюдений. Число необходимых
измерений возрастает, но вместе с тем
уменьшается сложность комплекса.
При использовании орбитального
метода наиболее удобна для
использования радиотехническая
измерительная аппаратура, особенно для
решения оперативных задач. В
принципе, применимы и оптические
измерительные средства. Но они,
во-первых, не обеспечивают
круглосуточное™ и, во-вторых, подвержены
влиянию облачности, что делает их непригодными при оперативной работе.
Однако в районах Земли с хорошими условиями оптической видимости
использование оптических измерительных систем позволяет повысить
точность определения орбит и получения данных о положении объектов
относительно спутников.
Низкая оперативность фотографических систем (фотографирование
световых вспышек спутника на фоне звездного неба) затрудняет их
использование для оперативной привязки объектов. Однако для
неподвижных объектов, требующих частой высокоточной привязки (высота
земных приливов, регистрация движения полюсов), использование
фотометрических систем принципиально возможно в силу того, что требования к
оперативности вьиисления координат здесь невысоки. В действительности
же применение оптической аппаратуры в орбитальном методе и особенно
при измерениях с подвижных объектов мало оправдано, так как
обеспечиваемая ею высокая точность привязки объекта относительно спутника
не способна обеспечить такую же высокую точность привязки его
относительно пунктов наземного измерительного комплекса (или геодезической
системы координат) из-за наличия более значительных ошибок в
определении орбиты и ее прогнозировании.
Геодезические и навигационные космические комплексы
327
7.6. КООРДИНАТНО-МЕТРИЧЕСКИЕ КОМПЛЕКСЫ,
ОСНОВАННЫЕ НА СОВМЕСТНОМ ИСПОЛЬЗОВАНИИ
МЕТОДОВ ОДНОВРЕМЕННЫХ НАБЛЮДЕНИЙ И ОРБИТАЛЬНЫХ
Орбитальный метод позволяет сравнительно просто обеспечить
оперативную привязку объектов. Однако точность обсервации зависит от многих
факторов и определяется числом, размещением и точностью привязки
базисных пунктов и изученностью внешних сил, действующих на спутник,
а потому сравнительно низка. Метод применим, прежде всего, для
навигационного обеспечения подвижных объектов, требующих высокой
оперативности привязки при сравнительно низкой точности.
Метод одновременных наблюдений способен обеспечить самые высокие
требования по точности привязки пунктов и спутников. Однако получение
высокой оперативности требует или большого числа промежуточных
пунктов и спутников (в два раза больше, чем для глобального покрытия), или
же существенного усложнения большого числа (при глобальном покрытии)
промежуточных спутников. Поэтому этот метод широко используется для
решения геодезических, картографических и геофизических задач, не
требующих высокой оперативности. Одновременно он служит основой и для
повышения точности работы орбитального метода, осуществляя
высокоточную привязку наземных измерительных станций. Кроме того,
высокоточные измерения положения спутников служат основой для уточнения
внешних сил, действующих на спутник, а, следовательно, также
способствуют уточнению работы орбитального метода.
Таким образом, каждый из методов сравнительно просто решает
свойственные ему целевые задачи: или высокоточные, или высокооперативные.
Для решения задач, требующих высокой оперативности и одновременно
высокой точности, целесообразно совместное использование обоих
методов. Такой комплекс может содержать элементы обоих типов
рассмотренных систем: промежуточные пункты для одновременных наблюдений
за спутником, вычислительный центр определения орбиты и ее
прогнозирования, объекты с измерительной аппаратурой для независимых и синх^
ронных измерений и тд. В зависимости от требований по точности и
оперативности отдельные элементы комплекса оснащаются соответствующей
аппаратурой и размещаются в требуемых районах.
Для высокоточной привязки объектов на них может размещаться
высококачественная измерительная аппаратура для проведения измерений по
спутникам, а для особо точных определений - аппаратура для
синхронных измерений совместно с промежуточными пунктами, координаты
которых известны. Эти промежуточные наземные пункты могут устанавливаться
не равномерно по всей поверхности Земли, а только в районах наибольшего
сосредоточения объектов, требующих высокоточного оперативного
определения (рис. 7.20). Эти пункты позволяют с большой точностью определить
Народнохозяйственные космические комплексы
328
Мерный участон орбиты
Расчетная прогнозируемая,
траектория спутнина /
Ч/
Наземная станция У
измерительного
номпленса
Де^огвительная
траенторня
спутнина
Эфемериды и диспетчерские
указания
Измерения с объекта
Промежуточный пункт
Одновременные измерения с
промежуточного пункта и объекта
Целеуназание на синхронные
измерения
Рис. 7.20. Схема работы координатносвязного комплекса на основе орбитального и
метода одновременных наблюдений
положение спутника и по нему одновременно определить положение
объекта или же, если одновременные измерения невозможны (из-за удаленности
объекта), провести через некоторое время привязку объекта по спутнику
с уточненными параметрами орбиты. Оперативная привязка, не
выдвигающая особых требований по точности, может быть осуществлена более
простым комплексом аппаратуры, размещаемым на объекте.
Спутник оборудуется аппаратурой, позволяющей проводить
измерения средствами, размещаемыми на всех спутниках и объектах комплекса.
Кроме того, на нем может быть установлена аппаратура системы единого
времени и средства связи для приема команд управления; для приема,
запоминания и передачи эфемерид на объекты; для ретрансляции
измерительной информации от промежуточных пунктов к объектам при
одновременных измерениях.
Одновременно с выдачей эфемерид на объект спутник может
передавать информацию служебного содержания (метеосводки, указания по
изменению маршрута и т.д.) от диспетчерского центра управления
транспортными средствами. Через спутник может осуществляться и диспетчерская
связь объекта с диспетчерским пунктом. Таким образом, координатно-
реодезические и навигационные космические комплексы
329
метрический комплекс может одновременно решать и вопросы диспет-
церизации движения транспортных средств, превращаясь в координатно-
связной или информационно-метрический космический комплекс.
7.7. МЕТОДЫ АПРИОРНОЙ ОЦЕНКИ ТОЧНОСТИ
ОПРЕДЕЛЕНИЯ КООРДИНАТ ОБЪЕКТОВ
Наиболее изученными для проведения априорных оценок являются
алгоритмы, построенные на основе метода наименьших квадратов.
Во-первых, потому, что обработка реальных измерений проводится по
этому методу. Во-вторых, он позволяет построить алгоритм, дающий
достаточно достоверные результаты априорных оценок и весьма удобно
реализуемый на ЭВМ. Все модификации метода наименьших квадратов (метод
обработки косвенных безусловных измерений, методы уравнения по
элементам и с помощью коррелят) дают эквивалентные результаты. При этом
не учитываются систематические погрешности измерений и такие же
погрешности определения координат базисных пунктов. Но их влияние можно
оценить по конечным формулам с достаточной точностью для проектных
расчетов.
Используются следующие обозначения:
1=1,2,..., п — номера наземных пунктов;
/ = 1, 2, ... , m — номера положений спутника в моменты измерений;
I =1,2,3 — номера координатных осей геоцентрической системы OXYZ;
ось ОХ -1 = 1;
ось OY- 1 = 2;
ось OZ - 1 =3;
qn - координаты пунктов {дХ1 = xt; ql2 =>V qi3 =Zi и тд); Pfl -
координаты спутников (Pii=x1;Pn~yi;Pi3=zi ит.д);
- матрица-вектор измеряемых параметров относительного
положения пункта г и спутника/;
R =
Чт
*Г
ГгП
«и
««
«о
?п
рп
р
— матрица-вектор координат пунктов;
— матрица-вектор координат положений, спутника в
моменты измерений;
Народнохозяйственные космические комплексы
330
к — число базисных пунктов; п — общее число пунктов; m — общее число
измеренных положений спутника; ju — число измеряемых величин.
Пусть имеет место аналитическая связь между R, Q, Р и на ее основе
получены линейные соотношения
ARi/ = A<,-iAP/+AtfiAQ/' (7-12)
где AR, ЛР, AQ - матрицы приращений соответственно величин /у • Р.-
qn Q = 1, ... , m; i = 1, ... , к, к + 1, ... , п, I = Г; 2; 3) относительно
опорных значений; А^, А^2 — матрицы постоянных коэффициентов.
Метод космической триангуляции заключается в одновременном
измерении параметров относительного положения спутников и пунктов,
поэтому в соотношении (7.12)
А/У1 =-А;/2 =А,у (7.13)
и оно имеет вид
ДК.^ДР^.ДО, (7.14)
где
aft ... aft
ай - ай
я!' ... аг;
Ml '"' 1x3
Пусть помимо матрицы R известны результаты измерений дальности
между опорными пунктами: Ll2, ... , Llk. L23. - '. LJk. L34, ... , LJk.
Lk_, k. На основе связи между дальностями Lj2, ... , Lk_. k и Q
аналогично (4!l2) ... (4.14) могут быть получены линейные соотношения
ALl2=0l2 AQ1-012AQ2;
^Lk-i,k =h-u*b%-i-h-t,kb%> (?л5)
где
0i2 ^Oi2;*,2;^2);
- матрицы постоянных коэффициентов; AQ,, ... , AQk - матрицы
приращений координат базисных пунктов.
Кроме того, координаты базисных пунктов, измеренные на основе
классических методов геодезии, также получены с некоторой
погрешностью AQ и потому
Q^+AQ^l, ...,*), (7.16)
где Q{ — опорные значения координат базисных пунктов; AQ. -
приращения координат базисных пунктов. '
Система (7.14; 7.15; 7.16) составлена для случая, когда параметры
реодезические и навигационные космические комплексы 331
ц.. измерены всеми спутниками и всеми пунктами, а величины L12, ... ,
l'!-, k — между всеми базисными пунктами. Если же величины Rj
измерены'между спутниками и частью пунктов, а величины L12, ••• . £;t-l k ~
между частью базисных пунктов, то число матричных уравнений будет
меньшим и равным сумме базисных пунктов, количеству измерений
базисных расстояний и числу измерений относительного положения пунктов
и спутников.
В левой части системы 7.14; 7.15; 7.16) стоят разности между
измеренными значениями Qx, ... , Qk, Ll2, ... , Lk_, k, R^- и их значениями,
принятыми при расчете за опорные. С тем, чтобы включить в обработку
координаты базисных пунктов Q (i = 1, ... , к) и тем самым получить их
возможное уточнение (при высоких точностях измерительных средств
геодезического космического комплекса), необходимо за опорные их значения
принять величины, несколько отличные от полученных методами классической
геодезии. Опорные значения для Li2,
Jk-\, к
R.- получаются по
опорным значениям Q-, Р, при этом Р- получается с использованием результатов
внешнетраекторных измерений.
Обозначим левую часть системы уравнений (7.14; 7.15; 7.16)
символом AR, т.е.
AR =
щ
AQk
AL12
A£ft-l.
ARn
AR.
nm
(7.17)
далее обозначим матрицу постоянных величин символом А, а матрицу
искомых - символом G. Тогда эту систему уравнений перепишем в виде
AR = AAG,
где
AG =
АЛ
AQk
*Qk+ г
д2„
(7.18)
А — матрица постоянных коэффициентов.
т
Народнохозяйственные космические комплексы
332
Для обработки системы (7.18) по методу наименьших квадратов с
целью получения оценок для а и ее корреляционной матрицы необходимо
составить диагональную матрицу весов, число строк которой равно числу
уравнений системы (7.14) :
AG
V =
AQ,
м
\k
AL
k~l,k
ДЛ,
AR
km
AR
k+ 1,1
AR.
'де,
Dh„
qn
D,
In
D,
'AQk
D
0
:V
AR
km
D
Arkm,l
DAr
Д«*1
D
A<?fe
D
АЧз
\V
AR
k+l,l
D
Ar
km,ix
0
*+l,l,l
0
D
Ar
ALl2 D
AL,.
AR =
nm
'AL
k-l,k D
AL
k-\,k
Ar,
nm,i
D
Ar
nm.ii
*+l,l.M
(7.19)
Геодезические и навигационные космические комплексы
333
'ar,
D
Ar
llll
D
Ar
H,M
3Десь DAqil>
мая априорно;
,D
Ar.,
птц
- дисперсия величин Д*7ц, ... , &rnrnix, задавае-
o" — коэффициент, учитывающий отличие априорных
дисперсий от их значений, получаемых в результате измерения; этот
коэффициент оценивается по формуле
AR VAP- ARVAG п ~пЛ
где а — оценка матрицы а, полученная в результате обработки системы
(7.16) по методу наименьших квадратов; к - число измерений; г —число
определяемых, величин [в данном£лучае 3 (и + пг)].
Оценка G искомых величин G и их корреляционной матрицы В- может
быть получена из соотношений
AG =(A^VA)_1AVAR; (7.21)
BG =a(AfVA)_1. (7.22)
При проведении априорных оценок точности коэффициента-2 можно
положить равным единице, т.е. считать априорные дисперсии достоверными
характеристиками погрешностей измерения.
При использовании орбитального метода для определения координат
пункта по измерениям с него параметров относительных положений
спутника с известной орбитой корреляционная матрица ошибок координат
пункта i может быть определена по соотношению
m
Af..V,..A..)-
где к.. = (а?, а2. а?-) — матрица частных производных от измеряемого
параметра iy по прямоугольным координатам г'-го пункта; / = 1, ... , m — число
измерений в сеансе; V.. = - вес измерений параметра г...
rij
7.8. ЧИСЛО И РАСПОЛОЖЕНИЕ ОПРЕДЕЛЯЕМЫХ
И БАЗИСНЫХ ПУНКТОВ ГЕОДЕЗИЧЕСКОЙ СЕТИ
И ИЗМЕРЯЕМЫХ ПОЛОЖЕНИЙ СПУТНИКА
Точность определения координат пунктов геодезической сети зависит
°т состава измеряемых параметров и точности работы измерительных
Народнохозяйственные космические комплексы
334
средств, объема измерительной информации и ее распределения по
пунктам геодезической сети, числа и размещения базисных и определяемых
пунктов и, наконец, от точности исходной информации о координатах
базисных пунктов в геоцентрической системе координат.
Случайные ошибки aR работы измерительных средств вызывают
ошибки в определении координат пунктов и притом тем большие, чем дальше
отстоит определяемый пункт от базисных. Для условной модели
геодезической сети, изображенной на рис. 7.21 и состоящей из трех базисных
пунктов, расположенных в широтном направлении, ряда определяемых пунктов
(девять пунктов), размещаемых вдоль экватора через одинаковые
расстояния, и совокупности положений спутника (на рис. 7.21) дана проекция их
положений на координатную плоскость, в которых проводятся измерения.
Эта зависимость имеет вид
oi=Soi_v (7.23)
где Oj, at_ j — средние квадратичные ошибки определения пунктов i и i -1
соответственно; S > 1 и зависит от объема измерительной информации,
При равномерном распределении информации вдоль геодезической
сети и при таком ее объеме, как это имеет место для рассматриваемой
условной модели, величина S^ 1,1 ... 1,5.
При существенном возрастании объема измерительной информации
(в сотни раз по сравнению с условной моделью) величина S приближается
к единице.
Рост объема измерительной информации, определяемого числом
измеряемых положений спутника с каждого из пунктов, с которых спутник
виден под допустимым углом места у, ведет к повышению точности
привязки пунктов геодезической сети. Эта зависимость для рассматриваемой
ф о
5/
0 /
L
\ '.
: 1 •
: ,5 :
: 2 :
: зо :
з :
: 45 :
ДХ.=15°
: 4
: 60 :
: 5
75 :
: 6
: 90 :
: 7 :
: Ю5 :
: 8
: 120. ::
-15
:: 135 \,°
?
Рис. 7.21. Модель геодезической сети:
i(>, А. - географическая широта и долгота соответственно; Д - базисный пункт; • —
определяемый пункт; X - положение спутника в момент проведения световой вспыш- *
ки н измерения дальности лазерными средствами; = - положения спутника в моменты •
проведения радиотехнических измерений дальности и радиальной скорости с ннтер- '
валом Aifi = 3°
Геодезические и навигационные космические комплексы 335
условной модели может быть приближенно представлена в следующем
виде:
(7.24)
"mi
np/m2/mi
где
а и а . — средние квадратичные ошибки определения координат
ml
пунктов модели сети при числе положении спутников mj и т2
соответственно. Отсюда следует, например, что четырехкратное увеличение
объема информации ведет к уменьшению средней квадратичной ошибки в два
раза.
Соотношение (7.39) сохраняется и при существенном росте объема
информации. На рис. 7.22 приведен характер зависимости средней
квадратичной ошибки определения последнего пункта (и = 9) модели от числа
М или кратности увеличения числа измеренных положений спутника,
изображенных на рис. 7.22. Так М = 100 означает, что в каждой из точек
размещения спутника рассматриваемой модели измерения проводятся 100 раз.
Из анализа зависимости а (М) видно, что резкое падение ошибки
наблюдается при изменении М от 1 до 10. Затем темп уменьшения ошибки с
ростом М ослабевает, но остается весьма существен до М = 50.
Дальнейшее увеличение М ведет к еще большему падению темпа уменьшения
ошибки а, и при М = 100 скорость уменьшения а становится весьма малой и
практически постоянной. Поэтому пятидесятикратное проведение
измерений в точках размещения спутника на модели можно считать достаточным
при оценке точности построения геодезической сети методом
одновременных наблюдений.
Увеличение числа / определяемых пунктов также ведет к росту
измерительной информации для всей сети в целом (при неизменности ее
внешних размеров) и соответственно к повышению точности ее построения.
Кроме того, poci числа / ведет к улучшению условий наблюдения
спутников (при их равномерном распределении по сети) для пунктов, особенно
когда их начальное число было невелико и условия совместного
наблюдения были плохими. Для рассматриваемой модели (при неизменной
ялике сети) зта зависимость имеет вид
ая2=ая1Л/^77
(7.25)
где a„i жат ~ средние
квадратичные ошибки определения координат
пунктов при их числе i = пх и i =
= п2 соответственно.
Рис. 7.22. Зависимость средней
квадратичной погрешности определения
координат пункта геодезической сети от
кратности М измерений
50
100
150
200
и
Народнохозяйственные космические комплексы 336
Точность определения координат определяемых пунктов изменяв»
пропорционально изменению случайной ошибки измерений, т.е. щ
(1)/ (2) = (I) i (2)
a. la. ° rI°r > (7.26)
Систематические ошибки AR измерений параметров R взаимного
расположения пунктов и спутников оказывают влияние на точность
привязки пунктов и тем больше, чем они сами больше в сравнении со случайными
составляющими. Однако при значительном числе пунктов и измеряемых
положений спутников происходит компенсация их влияния за счет
случайности их значений от пункта к пункту. Кроме того, при весьма большом
числе измерений возможны определение, соответствующий учет и
практически ликвидация их влияния на точность построения геодезической сети.
Под базисными в космической геодезии понимаются пункты
геодезической сети, координаты которых в геоцентрической системе априорно
известны и определены на основе методов классической геодезии.
При одновременном измерении трех величин, дальности Д и углов
%, х\ ориентации линии визирования пункт — спутник для построения
геодезической сети необходим и достаточен один базисный пункт.
Погрешности в определении координат базисного пункта вызовут такие
же погрешности в определении координат определяемых пунктов. Так,
если имеется ошибка Дг в направлении оси OZ, то полученные расчетные
положения пунктов геодезической сети, расположенных вблизи северного
полюса, будут несколько приподняты над поверхностью Земли, а для
расположенных вблизи южного полюса — заглублены под поверхность. При
безошибочных измерениях величин Д, %, г? эти приподнятия и заглубления
будут До величине совпадать с ошибками определения координат базисных
пунктов. Взаимное же расположение определяемых пунктов будет
определено с высокой точностью. Поэтому если условно представить себе очень
большую совокупность определяемых пунктов, равномерно
распределенных на поверхности Земли, то они с высокой точностью отобразят ее
фигуру. Однако она будет смещена относительно оси вращения, плоскости
экватора и соответственно центра Земли на величину смещения расчетного
положения базисного пункта относительно действительного.
Увеличение числа базисных пунктов ведет к повышению точности
построения сети. Во-первых, в этом случае сокращается расстояние до наиболее
удаленных определяемых пунктов (особенно при их равномерном
размещении вдоль оси) и, во-вторых, происходит усреднение влияния
ошибки знания координат базисных пунктов при их различии в числе и
направлении.
При измерении углов % и ц ориентации линии визирования пункт —
спутник необходимы два базисных пункта, с которых возможна
одновременная видимость одного спутника. При этом достаточно знать координаты
одного из них и дальность Д. до другого.
Геодезические и навигационные космические комплексы 337
Координаты второго базисного пункта могут быть определены по этой
исходной информации и одновременному измерению углов £, г? с базисных
пунктов по двум положениям спутника. Действительно, согласно исходной
информации второй базисный пункт расположен на сфере радиус Дб с
центром в точке расположения первого базисного пункта. Два угла |, г? для
первого базисного пункта позволяют построить в пространстве линию,
проходящую через точку размещения базисного пункта, на которой
находился спутник в момент наблюдения; два угла для второго базисного
пункта — другую линию, пересекающую первую пока в неизвестной точке. Две
этих линии дают возможность построить плоскость возможных положений
второго базисного пункта. Пересечение ее со сферой радиуса Дб дает линию
возможных положений искомого базисного пункта. Результаты измерения
спутника в другом его месте дают еще одну линию положения базисного
пункта. Точка пересечения этих линий и определяет координаты второго
базисного пункта, после чего очевидность возможности построения сети
не вызывает сомнений.
Ошибка в определении дальности Дб между базисными пунктами ведет
к погрешности в определении расстояний между определяемыми и
базисными пунктами, а в дальнейшем и между самими определяемыми пунктами.
Вместе с тем, при безошибочном измерении величин %, г? угловая
ориентация прямых, соединяющих между собой пары расчетных положений
определяемых пунктов, будет совпадать с действительной. Поэтому при
ошибке ДДб в сторону ее роста геодезическая сеть расчетных положений
определяемых пунктов как бы расширяется и приподнимается над Землей во
всех местах, кроме первого базисного пункта; при отрицательном значении
ошибок ДДб — сеть сожмется и "уйдет" под поверхность Земли. Расширение
и сжатие сети будет пропорционально относительной ошибке ДДб/Дб. Чем
дальше определяемый пункт будет отстоять от базисного, тем большая
Для него будет погрешность в измерении расстояний до этого базисного
пункта.
При большом числе определяемых пунктов аналогично предыдущему
может быть получена фигура Земли, равномерно увеличенная или сжатая
со смещенными положениями оси вращения и плоскости экватора. Если
наряду с ошибкой в Дб имеется ошибка в координатах Q первого базисно-
Го пункта, то помимо расширения и сжатия будет иметь место смещение
фигуры Земли относительно оси вращения и плоскости экватора на
величину AQ.
Увеличение числа базисных пунктов и расстояний Дб ведет к
уменьшению их влияния на погрешности определения пунктов геодезической
сети (аналогично предыдущему случаю).
При использовании в качестве измеряемого параметра дальности необ-
ХоДимы три базисных пункта, с которых возможна одновременная
видимость одного спутника. Погрешность определения расстояний между базис-
Народнохозяйственные космические комплексы 338
ными пунктами в этом случае ведет как к поступательному смещению
сети, так и к ее угловому развороту. Поступательное смещение в этом слу.
чае имеет место при таких ошибках при определении координат базисных
пунктов, при которых плоскость размещения базисных пунктов
поступательно смещается относительно своего действительного положения;
разворот сети относительно плоскости поворота и оси вращения — при
развороте расчетной плоскости размещения базисных пунктов относительно
действительной.
При безошибочном измерении дальностей форма и размеры фигуры
Земли будут определены безошибочно, безошибочно будет определено
и относительное расположение пунктов сети.
При привязке удаленного пункта к базисным используются
промежуточные пункты. Наибольшая точность привязки удаленного пункта
достигается при размещении промежуточных пунктов равномерно вдоль
геодезической линии, соединяющей удаленный пункт с базисным.
Для проведения одновременных измерений расстояние между
промежуточными пунктами должно быть существенно меньше размера зоны
видимости спутника (порядка четверти размера зоны видимости спутника)
с тем, чтобы создавались благоприятные условия для его наблюдения с
пунктов. При расстояниях между пунктами, не превышающих четверти
размера зоны видимости (0,25 d ), точность определения координат
промежуточных и конечного пунктов определяется объемом измерительной
информации, получаемого за счет роста числа измеряемых положений
спутника или за счет увеличения числа с промежуточных пунктов. При больших
расстояниях между пунктами начинает сказываться ухудшение условий, при
которых наблюдается спутник с пунктов (уменьшение углов места линии
наблюдения к горизонту и углов между линиями наблюдения). Особенно
это заметно, когда расстояния между пунктами превышают 0,75 cl3 . В
этом случае условия наблюдения становятся решающим фактором и
ошибка привязки каждого из пунктов и особенно последнего возрастает в
3 ... 10 раз при уменьшении числа пунктов всего лишь в 3 раза. При еще
большем приближении (до 90 %) межпунктового расстояния к размеру
зоны видимости погрешности возрастают в сотни раз, и, наконец, при
равенстве этих величин возможность определения координат пунктов
нарушается вовсе.
При таком линейном (вдоль геодезической линии) расположении
промежуточных пунктов измеряемые положения спутника целесообразно
стремиться располагать равномерно вдоль промежуточных пунктов и
симметрично относительно линии их размещения. При этом измеряемые
положения спутника с каждой стороны от линии пунктов должны располагаться
на прямой, параллельной этой линии пунктов и отстоящей от нее на
расстоянии, примерно равном расстоянию между промежуточными пунктами.
На рис. 7.23 приведена динамика перемещения мест проведения свето-
реодезические и навигационные космические комплексы
339
Исходные положения Н=1500 им ^ Оптимальные положения
световых вспышек ^sy световых вспышек
%c'—Yr Ay
-15 Д
454 /^JjO—■— ?5
Определяемые пункты
Рис. 7.23. Схема перемещений мест проведения световых вспышек в процессе
оптимизации
вых вспышек в процессе оптимизации точности определения координат
последнего пункта. Задавалось положение базисных и определяемых
пунктов и точность измерения углов £, т?, которая в процессе оптимизации
оставалась неизменной. Изменялось положение мест проведения световых
вспышек в плане из исходного двухрядного, которое на рисунках
отмечено крестиками, и отыскивалось такое, при котором средняя
квадратичная ошибка привязки последнего пункта имеет наименьшее значение.
Траектории перемещений положений световых вспышек показаны на
рисунках в виде непрерывных линий с началом в точках с крестиками и
концом в точках с крестиком, окаймленном окружностью. Конечные точки
соединены плавной кривой (штрих-пунктирная линия).
Видно, что при оптимальном размещении мест проведения световых
вспышек сохранилась их симметрия относительно линии пунктов.
Изменялось расстояние мест проведения световых вспышек от пунктов в
пределах 50 ... 70 % от первоначального, а также несколько нарушилась
равномерность распределения этих мест по длине сети. Это связано с характером
расположения базисных пунктов (их три и они расположены в направлении
Долготы): вспышки устанавливаются в процессе оптимизации в такое
положение, при котором бы они были видны с наибольшего числа базисных
и промежуточных пунктов или же при большом их количестве улучшились
Условия их наблюдения с пунктов. Так, для длинной сети (^max = 75 ,
см, рис. 7,23) ближайшие к базисных пунктам четыре вспышки оказались
приближенными к линии пунктов с тем, чтобы быть видимыми со всех
базисов (в исходном состоянии это не имело места). Остальные же,
видимые только с пунктов однорядной сети, оказались размещенными
недалеко от своего исходного положения.
Народнохозяйственные космические комплексы
340
Исходные положения
световых вспышек
Н=1500 км
Оптимальные положения
световых вспышен
Рис. 7.24. Схема динамики перемещений вспышек в процессе оптимизации ,
Вспышки короткой сети (Хтах = 25°, рис. 7.24), близлежащие к ба-^
зисным, были приближены к ним и несколько отодвинуты от линии пунктов5
таким образом, чтобы улучшилось их геометрическое расположение
относительно пунктов (стали менее острыми углы между линиями визирования
каждой из вспышек). Положение остальных вспышек не претерпело
существенных изменений.
Перемещение мест проведения световых вспышек из исходного
положения в оптимальное ведет к уменьшению ошибки привязки последнего
пункта. Это уменьшение тем заметнее, чем менее насыщена сеть
измерительной информацией. Так, для короткой сети (см. рис. 7.24) она
составляет 5 %, для длинной — 25 %.
Наилучшие условия для высокоточного построения геодезической
сети создаются при высоте спутника, зона видимости которого превышает
среднее расстояние между соседними пунктами не менее чем в четыре раза.
При этом места измерений спутника должны быть равномерно
распределены над территорией размещения пунктов, расширенной на величину
среднего расстояния между пунктами сети.
7.9. УСЛОВИЯ НАБЛЮДЕНИЯ И СОСТАВ ИЗМЕРЯЕМЫХ ПАРАМЕТРОВ
Условия наблюдения и состав измеряемых параметров оказывают зна-,,
чительное влияние на точность определения координат объектов. При исполь-,
Геодезические и навигационные космические комплексы
341
зовании орбитального метода условия наблюдения могут быть
охарактеризованы (при заданном значении наименьшего угла наблюдения)
расстоянием объекта от плоскости орбиты. Наибольшая точность привязки
объекта достигается при расстояниях его до плоскости орбиты, примерно
равных четверти зоны видимости спутника. В этом случае ошибка привязки
пункта может быть в два — три раза меньшей, чем при расположении
объекта в непосредственной близости от плоскости орбиты (около сотни
километров) или при больших удалениях от нее (порядка половины зоны
видимости) .
В качестве иллюстрации в табл. 7.2 приведены величины средних
квадратичных погрешностей определения координат объекта при его
возможных расположениях относительно плоскости орбиты, показанных на
модели рис. 7.25, и составе измеряемых параметров (определяемый объект
расположен в точке Земли с координатами X = у = 0); удаление объекта
от плоскости орбиты спутника характеризуется значением угла X,
соответствующего долготе точки пересечения трассой экватора (спутник движется
по круговой полярной орбите высотой 1500 км). В пределах зоны
видимости (при угле места у > 10°) проводятся измерения параметров его
положения относительно объекта.
В качестве измеряемых параметров рассмотрены углы (|, rj),
дальность Ж, для радиотехнических средств и Дп Дл для лазерных, радиальная
скорость Д и их возможные комбинации. Измерения углов £, г? проводятся
в двух точках, отмеченных на рис. 7.25 звездочками, измерения дальностей
Зона видимости объекта
при 7*Ю* и И =1500 км
Положения спутнииов в моменты
проведения радиотехиичесинх
измерений с интервалом
Дг=20с
Положения слутнина в моменты
проведения световых вслышеи
рассы орбиты спутника
^чс. 7.25. Модель размещении определяемого объекта и положений спутника в моменты
измерений
■^ ч- оо со со ♦ t-~ о о
о °Ч. "1 °4 «*1 oo* о "о о
'-'«■о^- ■» чо i-c oC г-"
oo со о
г-
СОГЧ1|=2.,/1<Ч05.0СЧ 00.ON
■*
со
гч
"1
о
■*
со
О
VO
r~
"l
CO
<J\
°4.
гч
■*
00
ГЧ
CO
"l
гч
r~
CO
гч
■*
VO
t-~
cT
1-4
о
<1
•o
2 t- !2 n 05. <* г-. „- °. =0 S„
£•*-.-ч-гч со гч £ "> vo -Г
O CO 00 CN t- —c ■♦ISO vou-i
r" 10 «4 ■*. °V <~i "P. ■*" f"! о f-
N « и пМ ^ (S П t M CO
л и ю 00 h r- № со О и со
t- о П °i. °i. e 00. ^ vo. - £
ГЧ t-~ со ЧО ГЧ ЧО M >D « ГЧ со
0\н О rj^io Ki i-c "1 ^- ,-ir-
» о "1 о °i. °i °1 Й ^. о<Ч
M ■< Kl h« « «^•2'* ч? со
°v 00 ?f *1: Э "i 2 - m •«
» 3 1 о *. h °°- © «T. oC
-1 н П N « rH M N ^ JG
*» •*• н cf cf ef cf tf tf cf cf
в-
реодезические и навигационные космические комплексы 343
д Дл и радиальной скорости Д проводятся через каждые 20 с. При
проведении оценок для удобства последующего использования их результатов
в качестве опорных использованы наиболее удобные значения погрешностей
измеряемых величин, кратные десяти.
Комплексирование измеряемых параметров существенно повышает
точность определения координат объектов. Это связано не только с
увеличением объема измерительной информации, а прежде всего с различием
направлений, в которых достигается наибольшая точность определения
координат объекта при использовании измеряемых параметров различных типов.
Так, при измерении дальности Д и скорости Днаиболыдая точность
определения положения объекта обеспечивается в плоскости измерений,
образуемой линиями визирования пункт — спутник, и существенно меньшая
(в десятки и сотни раз) — в перпендикулярном к ней направлении.
Геометрически это объясняется тем, что в плоскости измерений при
пересечении сфер положения с радиусами измеренных Д образуются жесткие
фигуры (при принятых высоте орбиты и протяженности мерного участка),
при которых перемещения объекта в этой плоскости ограничиваются
областью, соизмеримой с погрешностью измерений дальности Д, а в
перпендикулярном направлении к этой плоскости таких жестких фигур не
образуется.
Действительно, при измерениях в соответствии с моделью рис. 7.25
имеет место большое число пар точек, разнесенных по мерному участку
орбиты, у которых поверхности сфер возможных положений объекта
(радиуса Д) пересекаются под достаточно большими углами в окрестности
точки проведения измерений. Однако окружности, по которым
пересекаются пары сфер, между собой пересекаются под очень малыми углами,
что и определяет большой разброс положений объектов в направлении,
перпендикулярном плоскости измерений.
Так, если бы измеряемые положения находились на одной прямой, то
все окружности пересечения сфер возможных положений объекта совпали
бы и задача отыскания координат объекта не имела бы решения. Кривизна
орбиты обусловливает несовпадение плоскостей окружностей пересечения
сфер. При расположении объекта в плоскости орбиты окружности будут
касаться друг друга в районе расположения объекта, находясь в разных
Плоскостях. Если же объект расположен вне плоскости орбиты, то в точке
его расположения окружности будут пересекаться под углами тем
большими, чем больше удаление объекта от орбиты и чем больше ее кривизна.
Однако кривизна мерного участка орбиты и удаление объекта от плоскости
°рбиты незначительны и потому углы пересечения окружностей также
незначительны, что и определяет большой разброс положений объекта.
Эллипсоид с полуосями, равными средним квадратичным погрешностям
(при диагональной корреляционной матрице) определения координат объ-
екта (эллипсоид ошибок, эллипсоид рассеяния), в этом случае будет сильно
Народнохозяйственные космические комплексы
344
вытянутым. При расположении объекта вблизи плоскости орбиты наиболь.
шая ось эллипсоида будет вытянута вдоль оси OY. Две другие будут ориенщ.
рованы вдоль осей ОХ и 0Z и иметь существенно меньшие размеры.
При измерениях углов |, г\ с объекта на два положения спутника, при
которых линии визирования пересекаются под углом, близким к прямому
погрешности определения координат объекта (направление координат,
ных осей) будут примерно равны. Уменьшение этого угла до близких к
нулевому и увеличение до 180° ведет к росту погрешностей вдоль оси OZ.
Удаление объекта от плоскости орбиты вызывает поворот плоскости,
в которой лежат линии визирования пункт — спутник, и соответственно
поворот осей а, Ъ эллипсоида относительно координатных осей; направление
оси остается примерно неизменным. Значения же их существенному
изменению не подвергаются.
При совместных измерениях нескольких параметров размеры и
ориентация эллипсоида ошибок будут определяться такими же характеристиками
эллипсоидов каждого из измеряемых параметров. Так, при совпадении
эллипсоидов для различных измеряемых параметров эллипсоид,
соответствующий совместному их измерению (суммарный эллипсоид), будет подобен
исходным, но с меньшими размерами полуосей. В этом случае совместное
измерение двух величин будет эквивалентно измерению одной из них, но прн
в два раза превышающем объеме информации.
Если же измеряемым параметрам соответствуют подобные эллипсоиды
по размерам и ориентации осей, но размеры полуосей одного из
эллипсоидов весьма малы по сравнению с другим, то суммарный эллипсоид будет
по крайней мере не выходить за границы последнего, сохраняя ориентацию
его осей.
При совпадении ориентации осей двух эллипсоидов совместно
измеряемых двух параметров и малом размере одной из полуосей эллипсоида
для одного параметра соответствующая полуось суммарного эллипсоида
не будет превышать размера этой малой полуоси. Если такая ситуация имеет
место для каждого из трех эллипсоидов трех измеряемых параметров,
т.е. каждому из них соответствует малый размер одной из полуосей, то и
суммарный эллипсоид будет иметь малые размеры всех трех полуосей.
Поэтому при измерении дальности Д, которой соответствуют малые
размеры двух полуосей а, и с по сравнению с Ъ при X = 1 ... 5°, и углов
\, г], для которых одноименные полуоси а* с^ велики в сравнении с
полуосью Ь^, суммарный эллипсоид ошибок имеет две полуоси а * и с £„>
размер которых не превосходит полуосей а и с , и третью полуось Ь^
длина которой не превосходит наименьшую из Ъ и dy . Этим
объясняется существенное повышение точности при использовании комбинаций
параметров Д, \, г, или Д, %, ц.
При измерении же Д и Д, эллипсоиды которых имеют подобный вид
и вытянуты вдоль оси OY (при X = 1 ... 5°), суммарный эллипсоид получа-
реодезические и навигационные космические комплексы
345
ется также сильно вытянутым. Размеры полуосей этого эллипсоида
меньше, чем исходных, но не на много. Поэтому существенного уточнения
положения объекта здесь не происходит. С ростом X происходит поворот
эллипсоида в системе координат OXYZ относительно оси OZ на угол, в
два — три раза превосходящий X, и некоторое изменение размеров
полуосей, связанное с изменением геометрических условий измерения и
уменьшением длины мерного участка орбиты.
Использование двух и более прохождений спутника ведет к росту
точности определения координат объекта. При совпадении между собой трасс
орбит в каждом прохождении уточняются данные изменения за счет
увеличения объема информации (осреднения случайных ошибок). При
различии в ориентации трасс орбит вблизи объекта появляются
дополнительные возможности по уточнению за счет разницы в ориентации эллипсоидов
рассеяния. Наиболее благоприятные условия при пересечении трасс в
районе объекта под углом, близким к 90° (для двух прохождений).
В этом случае при измерении только дальности Д (или Д) полуоси
больших размеров эллипсоидов, соответствующих различным
прохождениям спутника, будут пересекаться также под прямыми углами, и потому
суммарный эллипсоид рассеяния будет иметь полуоси малых размеров.
Таким образом, только измеряя дальность Д (или Д), можно добиться
высокой точности определения координат объекта путем выбора
надлежащих условий измерения при многократных прохождениях спутника
вблизи объекта.
7.10. КОСМИЧЕСКИЕ КОМПЛЕКСЫ ИССЛЕДОВАНИЯ
ПОЛЯ ТЯГОТЕНИЯ ЗЕМЛИ
Гравитационное поле Земли имеет сложную структуру. Это
определяется сложностью внутреннего строения Земли и наличием
подповерхностных концентраций масс различной плотности. Основной составляющей гра-
витацонного поля является центральное поле, соответствующее Земле
сферической с равномерным распределением массы в ее теле. Ускорение
свободного падения такого поля направлено на центр Земли и убывает по
Мере удаления, пропорционально обратному значению квадрата
расстояния г до центра Земли.
Следующий по значимости составляющей является переменная
величина, учитывающая эллиптичность формы Земли, ее сплюстнутость в
широтном направлении, обусловленная вращением земного шара вокруг оси.
Это приводит к нецентральности гравитационного поля, т.е. к отклонению
направления силы тяжести от центра Земли по оси ее вращения в сторону
Другого полушария. Оно достигает максимума в средних широтах и
отсутствует для полюсов и экватора.
!2- 1391
Народнохозяйственные космические комплексы 346
Затем идут составляющие, учитывающие неэквивалентность северного
и южного полушарий, западного и восточного полушарий, материковых
плит и океанических зон, горных массивов и долинных областей, островов
и впадин, подповерхностных аномалий плотности в теле Земли.
Возможны два способа представления гравитационного поля: в
аналитическом и табличном. В первом случае потенциал U наиболее часто пред-
ставляют в виде следующего разложения по сферическим функциям: Щ
GM Г п
U = U + 2 2 (a/rf (С cosm\ +
г I п = 2 т = 0 "т
+ Snm sinm\)Pnm (sin*)},
Ж
где GM — произведение гравитационной постоянной на массу Земли;
>р, X — геоцентрический радиус, широта и долгота точки пространства
соответственно; а = 6378160 м - экваториальный радиус Земли; Спт, Snm -
коэффициенты разложения потенциала по ортогональным сферическим
функциям;
Рпт (sin *) = (!- sin2 v>r/2
dmPnQ (sin у?)
d (sin yj)w
- присоединенные функции Лежандра; Ц
1 d" (sin2 <p-l)"
P (sin Ф) = — полином Лежандра степени и.
"° 2п п\ d(sinvJ)"
Коэффициенты Спт и S определяются на основе измерительной
информации характеристик гравитационного поля (ускорения свободного
падения, градиентов геопотенциала) путем решения краевой задачи.
Абсолютные значения этих коэффициентов убывают с увеличением номера я
примерно по закону 10"s n~ .
Первый член ряда (7-27) отображает центральное поле, второй (п = 2)
нецентральную составляющую, третий (п = 3) несимметрию северного и
южного полушарий и т.д. Вклад каждого последующего члена меньше
вклада предыдущего и отображает аномальность поля в пределах трапеции
поверхности Земли размеров (180°/«) X (180°/и) соответственно в
широтном и долготном направлениях. Так, член разложения с номером п = 30
учитывает аномальность поля с дискретностью по поверхности Земли,
соответствующей трапециям 6° X 6°. Иными словами, при использовании
тридцати первых членов разложения мы получаем модель поля с разрешением
по Земле 6° X 6°. Это означает, что имеющаяся в этой трапеции
аномальность гравитационного поля равномерно распределяется по площади
трапеции. И еще, чтобы получать коэффициенты тридцами первых членов разло-
Геодезические и навигационные космические комплексы
347
жения, необходимо провести измерения характеристик гравитационного
поля внутри всех трапеций размером 6° X 6°.
Для получения более детального представления о поле необходимо
рассматривать большее число членов разложения, или для более подробного
исследования поля необходимы измерения внутри трапеций меньших
размеров.
Представление грацитационного поля в виде потенциальной функции
удобно в практическом использовании. В энергетических исследованиях
функция U по определению представляет потенциальную энергию. При
исследовании .ддаамики движения первая производная от U по г
определяет ускорение свободного падения gr во всех точках пространства, а
вторая производная — градиент G геопотенциала. При этом возможно
получение в аналитическом виде выражения для радиальной скорости V
перемещения точки в направлении к центру Земли как интеграла по времени
от ускорения свободного падения. В геофизических исследованиях
отклонение геоида от земного эллипсоида может быть получено как линейная
функция коэффициентов разложения геопотенциала.
Такая удобная аналитическая форма представления основных величин
gr, G, Vr позволяет получить выражение для оценки влияния на них
отдельных членов разложения потенциала U. Так, от члена разложения с номе-
ром-И имеет место: составляющая ускорения силы тяжести
dU GM a
GM а . , С
= (n+l)-r(7r+\^CnmooSmX +
+ Snm sin m\)Pnm (sin *)\, (7.28)
*m dr
составляющая вертикального градиента
d*U GM a „.,
Gfrn =—- - in + l)(n + 2) — (—У+3 X
dr2 a3 r
j(Cnm cos m X + Snm sin m X)Pnm (sin *) j (7.29)
и радиальной скорости
и+ 1 /GM a „., (
л^ = /^'=—^т(7Г 1(С-С08'иХ+
+ Snril sin m\)Pnm (sin <р).I . (7.30)
Откуда, учитывая влияние членов разложения на величины gr Gfr,
А V г можно получить следующие упрощенные выражения для оценки:
GM а „., 10_s „-„,ч
*™<(«+D —(~Г22—-; (7-31)
Народнохозяйственные космические комплексы
348
GM а и+3 Ю-5
Grrh <(и + 1) (и + 2) — (-) 2 _ ; (7.32)
ЛК™ < — V — (-Г 2 2 — . (7.33)
п г г пг
Вместе с тем представление поля в виде потенциальной функции лишено
наглядности и не увязывается с реальным распределением аномальных
масс, что важно, например, в геофизических исследованиях. Поэтому
помимо аналитической рассматривается табличная форма представления
гравитационного поля. При этой форме табулируются аномальные точечные массы
в теле Земли по величине, месту и глубине залегания. Количество точечных
масс может быть более 100, глубина их залегания от 10 до 2000 км.
Основная информация о гравитационном поле была получена на основе
наземных измерений с помощью гравиметров. Но эффективное
использование гравиметра ограничено сушей и континентальным шельфом.
Поле над океанической поверхностью было изучено менее тщательно.
Это связано с трудностями проведения измерений гравиметрами из-за
возмущений водной поверхности. Для уменьшения их влияния гравиметры
устанавливаются на гиростабилизированные платформы, используются
демпфирующие устройства. Однако точность измерений на водной поверхности
существенно ниже, чем на суше.
С запуском спутников начали развиваться и использоваться
космические методы уточнения гравитационного поля. При динамическом методе
уточнения параметров гравитационного поля по измерениям с наземных
пунктов определяются координаты спутника. Параметры гравитационного
поля определяются путем решения краевой задачи, чтобы обеспечивалось
наибольшее приближение расчетных положений спутника на траектории
к измеренным. При высокоточном определении траектории движения над
всеми областями Земли этот метод позволяет с высокой точностью
определить параметры гравитационного поля.
Для исключения влияния на траекторию движения возмущающих
факторов, таких как сопротивление атмосферы, воздействия солнечного давления,
магнитного поля, спутник создается компактным и правильной формы.
Так, французский спутник "Старлет" имеет массу 50 кг при диаметре сферы
0,24 м; американский "Лагеос" имеет массу 400 кг при диаметре
сферы 0,6 м.
Ошибка измерения положений спутника на орбите должна быть в
3 ... 10 раз меньше, чем требуемое уточнение высоты геоида. Так, если
необходимо уточнять высоту геоида до 1 м, точность измерений должна быть
выше 0,3 м. Такая точность может быть обеспечена лазерными
дальномерами, как это реализовано при работе со спутниками "Старлет" и "Лагеос".
Наибольшая чувствительность траектории движения спутника к ано-
\\
ге0дезические и навигационные космические комплексы 349
далиям гравитационного поля обеспечивается при низких высотах полета.
Сравнительно небольшое расстояние спутника в этом случае до аномальных
^асс в теле Земли, особенно в подспутниковых областях, способствует
значительным воздействиям последних на траекторию полета.
Вместе с тем на низких орбитах значительно сопротивление атмосферы
даже при высокой компактности конструкции спутника, что затрудняет
выделение на их фоне аномальных воздействий гравитационного поля.
Кроме того, использование низких орбит связано с необходимостью
иметь густую сеть наземных измерительных станций с тем, чтобы провести
измерения над всеми областями Земли. Особенно важно получить
информацию об аномалиях сил тяжести над акваториями океанов, где
гравитационное поле изучено наиболее слабо (рис. 7.26).
С увеличением высоты спутника уменьшается возмущающее
воздействие атмосферы и возрастает зона видимости. При высоте полета 3000 км
это сопротивление уменьшается на десять порядков по отношению к высоте
полета 200 км, а зона видимости возрастает с 1500 км до 8000 км. Вместе
с тем с ростом высоты уменьшаются составляющие силы притяжения от
аномальных масс. Это уменьшение весьма значительно. При переходе с
высоты полета 200 км на 3000 км величина аномального сигнала умень-
Нензмеряемая
часть орбиты
Рис. 7.26. Схема орбитальных измерений при динамическом методе уточнении поли
тяготения Земли
т
Народнохозяйственные космические комплексы
Возмущенная траектория от воздействия аномальных масс
шается на несколько порядков, что требует существенного увеличения
точности работы наземных измерительных средств.
На движение спутника воздействуют все аномальные массы Земли.
Однако их влияние существенно различно и зависит прежде всего от
величины расстояния до аномальных масс. При примерно равномерном по
поверхности распределении аномальных масс в мантийной части Земли
низковысотные спутники подвергнуты преимущественному воздействию
меньшего числа близко расположенных к спутнику аномальных масс, чем
спутники на больших высотах. Это облегчает разделение влияния отдельных
масс и их локализацию в теле Земли (рис. 7.27).
При большой высоте полета число существенно влияющих масс
увеличивается, что затрудняет их разделение. Уменьшается и степень их влияния
из-за увеличения расстояния до спутника, что ведет к уменьшению
возмущающих сил, действующих на спутник. Однако при этом растет
продолжительность их воздействия за счет уменьшения скорости полета спутника
и увеличения времени пребывания в зоне преимущественного влияния
ближайших аномальных масс по сравнению с более удаленными, что
несколько компенсирует отрицательный эффект от роста высоты.
С учетом перечисленных факторов оптимальными высотами полета
Геодезические и навигационные космические комплексы
351
спутников для уточнения гравитационного поля Земли являются высоты
1000 ... 6000 км.
При альтиметрическом методе измеряется высота полета спутника над
водной поверхностью. При известной траектории движения спутника это
позволяет определить форму геоида на акваториях Мирового океана, а
затем гравитационное поле над этими районами.
Погрешность определения высоты спутника должна быть в несколько
раз меньшей погрешности желаемого уточнения формы водной
поверхности Земли, формируемой гравитационным полем. Так, если желательно
уточнение потенциальной формы водной поверхности до 1 м, то погрешность
должна быть в несколько раз меньше этого значения. Определение высоты
спутника над квазипотенциальной водной поверхностью затрудняется
следующими факторами: инструментальными погрешностями альтиметра,
течениями, ветровыми нагонами, приливными волнами, волнением
поверхности. Влияние этих факторов на измеряемую высоту соизмеримо, а в
ряде случаев и больше, чем уточняемое значение.
Сходство влияния аномальности гравитационного поля на форму
водной поверхности и орбиту также затрудняет уточнение формы геоида. Кроме
того, форма водной поверхности достаточно точно соответствует
распределению аномальных масс в теле Земли. Спутник, быстро пролетая над
аномальными массами, имеет наибольшие отклонения формы траектории
от круговой, смещенные в сторону движения (рис. 7.28). Все это говорит
о том, что и при альтиметрическом методе необходимы высокоточные
измерения траектории движения спутника с наземных пунктов. При этом
высота полета должна быть достаточно большой, чтобы иметь возможность
проводить измерения параметров движения спутника над обширными
районами Мирового океана.
Использование космических навигационных систем ддя определения
траектории спутника при его полете над океаном принципиально возможно.
Однако это требует весьма высоких точностей работы бортовых
измерительных средств и точности знания эфемерид навигационных спутников,
что более трудно реализуемо, чем определение траектории спутников,
оснащенных альтиметрами, с помощью наземных измерительных средств.
Применимость альтиметрического метода для уточнения
гравитационного поля только над водной поверхностью и сопутствующие ему трудности
измерения траектории делают использование рассматриваемого метода
ограниченным. Вместе с тем альтиметрия океана весьма эффективна для
изучения физики самого океана и прежде всего происходящих в нем
макропроцессов, изменяющих топографию его поверхности.
Движение спутников формируется гравитационным полем Земли.
Поэтому параметры их траекторий содержат информацию о поле, а
значит, и об его аномалиях. Аналитически взаимосвязь между приращением
потенциала U и скоростью спутника V может быть получена из закона сох-
ш
Народнохозяйственные космические комплексы
Рис. 7.28. Схема взаимного расположения мест формирования экстремальных
отклонений Д/г геоида от общеземного эллипсоида н экстремальных значений высоты Я
полета спутника при альтнметрическом методе уточнения поля тяготения
#
W
ранения энергии. Для каждой точки пространства имеет место равенство ' I
V
- U+ — - const.
2
Откуда Д£/ = AVV.
Такая взаимосвязь между приращениями потенциала и скорости
указывает на эффективность определения приращений потенциала AU по
приращениям скорости спутника hV. Однако уточняемые величины AV весьма
малы, малы и соответствующие им величины AV. Они зависят от номера
п уточняемого члена разложения потенциала U. В соответствии с
соотношением (7.33) для п = 90 и высоты полета спутника Я = 200 км приращение
скорости ДК от воздействия этой части аномального поля не превысит
Ю-5 м/с; для п = 180 - AV < 10"7 м/с; для п = 360 - AV < 10"10 м/с.
Измерение таких малых приращений скорости спутника на фоне
сравнительно большой скорости его движения в течение длительного времени
на протяженных участках траектории движения является весьма сложной
геодезические и навигационные космические комплексы 353
Рис 7.29. Схема метода уточнения поля тяготения на основе измерения параметров
относительного движения двух спутников, движущихся по одинаковым орбитам
технической проблемой. Отношение фоновой скорости и измеряемой
величины превосходит 108 раз.
Улучшение условий измерений приращений скорости AV спутников
достигается при установке измерительной аппаратуры на КА. Так, при
идентичности круговых орбит двух спутников измеряемого и измерителя и
их незначительном разнесении по орбите измерительные условия становятся
идеальными как в смысле продолжительности (непрерывно), так и
величины фоновой относительной скорости (теоретически она равна нулю).
Оба спутника находятся в одинаковых условиях по воздействию
реального гравитационного поля только в случае, когда они жестко связаны
между собой или когда поле центральное. Во всех остальных случаях эти
условия различны, и тем больше это различие, чем дальше друг от друга
будут разнесены спутники по орбите. Поэтому между такими спутниками
возникнут относительные перемещения (рис. 7.29). Эти параметры
относительного движения по величине сравнимы с приращениями соответствующих
параметров для каждого из спутников.
Принципиальные трудности имеют место и в рассматриваемых
комфортных условиях измерения относительных скоростей с требуемыми
точностями 10~5 и 10"10 м/с, что соответствует влиянию членов потенциала
с п < 70 и п < 340 соответственно. Так, для получения точности 10~5 м/с
при расстоянии между спутниками 106 м необходима бортовая система
времени с уходом не более 10~'° за секунду. С учетом длительности интер-
Народнохозяйственные космические комплексы
354
валов между коррекциями бортового времени по высокоточным наземным
средствам стабильность бортовых генераторов должна быть более высокой.
Так, при одноразовой суточной коррекции эта стабильность должна быть
выше на пять порядков и составлять 10~15. При коррекции на каждом
витке — 10~14, длина волны измерительного устройства не должна
превосходить Ю-5 м. Это означает, что при использовании оптического диапазона
длин волн и наличии стабильного бортового генератора частоты с уходом
10~14 за секунду принципиально возможно уточнение потенциала до
членов с п = 70.
Для обеспечения точности измерений относительной скорости 10~10 м/с
бортовая система единого времени должна обеспечивать относительную
нестабильность порядка 10~15 за одну секунду. С учетом длительности
интервалов между коррекциями времени стабильность генератора должна
быть порядка 10~19... 10~20, что находится на пределе физических
возможностей стандартов времени. Длина волны должна быть меньшей 10~10 м,
т.е. использоваться жесткий рентгеновский или гамма-диапазон. Все это
говорит о принципиальных трудностях реализации таких высокоточных
измерений, а следовательно, и о принципиальных трудностях уточнения
членов потенциала с номерами, близкими к п = 360.
При малых значениях измеряемых величин необходимы мероприятия
по уменьшению влияния возмущающих воздействий на взаимное
движение спутников и прежде всего сопротивления атмосферы и воздействия
магнитного поля. Такими мероприятиями могут быть идентичность формы
и массы спутников, что обусловит идентичность внешних силовых
нагрузок и, следовательно, минимальную их разницу для двух спутников. Но и
в этом случае возможны заметные возмущающие воздействия за счет
неравномерной плотности атмосферы и напряженности магнитного поля по
орбите спутников.
Возможна компенсация негравитационных возмущений путем
установки специальных компенсирующих устройств. Использование
компенсирующей системы на спутниках существенно усложняет их конструкцию, но
вместе с тем снимает жесткие ограничения на идентичность их формы и
массы. При этом с помощью прецизионных бортовых акселерометров
непрерывно измеряется ускорение от силового воздействия негравитационных
возмущающих сил и компенсируется с помощью ракетных двигателей
(в основном ЭРД). Точность измерений и компенсации должна быть весьма
высокой и превышать в 3 ... 10 раз точность измерения соответствующих
параметров относительного движения. По величине измеряемого ускорения
в соответствии с соотношением (7.31) точность должна быть выше Ю-7 м/с2
при уточнении членов потенциала с номерами порядка п = 30 и в пределе
при уточнении членов потенциала с номером п = 360 достигать Ю-12 м/с2.
При полете двух спутников по одинаковым низковысотным орбитам
на незначительном расстоянии друг от друга их взаимное движение форми-
Реодезические и навигационные космические комплексы
355
Рис 7.30. Схема метода уточнения поля тяготения иа основе измерения параметров
относительно движения двух спутников, движущихся по раэновысотным орбитам:
1, 2, 3,4 - положения высокоорбитального спутника в моменты измерений
руется в основном подспутниковыми аномальными массами, расстояние
между которыми соизмеримо или меньше расстояния между спутниками.
Иными словами, номера наилучшим образом уточняемых членов
геопотенциала связаны с расстоянием между спутниками, и они тем больше, чем
меньше это расстояние. Его величина примерно в 3 ... 5 раз больше
проекции изучаемых трапеций гравитационного поля на траекторию полета
гравитационного спутника.
Возможно использование измерений между низковысотным спутником
и спутником, движущимся по высокой орбите. В этом случае появляются
новые возможности по уточнению членов геопотенциала, оказывающих
преимущественное влияние на движение спутников в направлениях,
перпендикулярных векторам скорости и плоскостям орбит. Однако при этом из-за
больших расстояний между спутниками требуются большие мощности
Измерительных средств и возникают дополнительные трудности для
обеспечения необходимой точности измерений из-за значительных фоновых
относительных скоростей спутников на несовпадающих орбитах (рис. 7.30).
Возможно также использование радиоинтерферометрических методов,
когда наряду с измерениями параметров относительного движения низко-
ш
щ
Народнохозяйственные космические комплексы 3
высотных спутников уточняется положение в пространстве линии, их соедд.
илюшей.
Предыдущие методы уточнения гравитационного поля основаны на
измерении результатов его воздействия: отклонений траектории спутника
от круговой или эллиптической орбиты для инерционного метода, откло-
нений формы водной поверхности от сферы для альтиметрического метода,
параметров относительного движения двух спутников. По существу это
были методы косвенных исследований гравитационного поля, при которых
существенное влияние оказывает скорость пролета спутников над
исследуемыми районами. Высокие требования к корректности учета возмущающих
факторов, значительный уровень их корреляции с искомыми величинами,
низкая в ряде случаев чувствительность измеряемых величин к аномалиям
поля — все это определяет ограниченность рассмотренных косвенных
методов в части достижимых точностей определения параметров
гравитационного поля.
В противоположность косвенным методам спутниковая градиентомег-
рия является прямым методом измерения параметров гравитационного
поля. Это расширяет его предельные возможности.
При спутниковой градиентометрии измеряется градиент геопотенциала.
Для его измерения могут быть использованы два массивных тела, связанных
тросом или жестким стержнем. Под действием разницы центробежного
ускорения, соответствующего расстоянию от центра Земли до центра масс
рассматриваемой системы, и ускорений свободного падения в точках
расположения каждой из масс системы установится в положение, при котором
трос или стержень вытянутся вдоль радиуса-вектора центр масс системы -
центр Земли. Требуемая точность измерений градиента на высоте Я = 200 км
высока и должна превышать в соответствии с соотношением (7.32) 10~2
этвеш (1 этвеш = W9 1/с2) для уточнения членов разложения до п < 36;
10~4 этвеш для п < 180 и 10~6 этвеш для п < 360.
Сила натяжения троса или стержня является показателем градиента
геопотенциала между двумя точками — центрами масс тел (рис. 7.31).
Сила натяжения может измеряться с помощью различного типа датчиков:
механических, пьезоэлектрических, электромагнитных. Последние
обладают наименьшей инерционностью и их использование позволяет добиться
наименьшей временной задержки регистрации аномальностей поля и
наибольшей точности в их локализации.
На показания градиентометра действуют также негравитационные
возмущающие силы. Это прежде всего сопротивление атмосферы, давление
света, электромагнитные силы. Их воздействие может быть существенно
уменьшено выбором одинаковых по форме, размерам и плотности
массивных тел. Незначительное их разнесение (десятки и сотни метров) создаст
эквивалентные условия воздействия возмущающих факторов на оба тела.
Это будет способствовать повышению точности измерений.
Д9=9з+»а-»ц
A9=93-Su
Орбита полета центра
масс градиентометра
Рнс. 731. Схема работы градиентометра:
jr3 - ускорение силы тяжести Земли; ga -
ускорение силы тяжести от аномальной
массы; gu - центробежное ускорение центра
масс градиентометра
Рис. 7.32. Схема градиентометра в защитной
оболочке:
1 - корректирующие двигатели; 2 -
защитная оболочка; 3 - градиентометр; 4 -
измерительная система
XT
J*
Xi
£Ъ
цм
Щ
Орбита движения
центра масс
JCK
Направление
на Землю
Народнохозяйственные космические комплексы
358
Другой путь уменьшения воздействия возмущающих факторов — повы-
шение высоты полета. Но это снижает степень воздействия аномальности
поля и потому нежелательно.
Наконец, возможен радикальный путь ликвидации влияния
возмущающих факторов — помещение градиентометра в защитную оболочку. Это
существенно усложняет конструкцию спутника, но вместе с тем расширяет
точностные возможности метода (рис. 7.32).
Движение градиентометра внутри оболочки может обеспечиваться с
помощью компенсирующего устройства. Измерительная система этого уст-
ройства определяет положение разнесенных масс относительно оболочки,
двигательная система корректирует движение оболочки относительно
градиентометра.
Под действием возмущающих негравитационных сил и аномалий
гравитационного поля градиентометр будет совершать колебательное
движение относительно номинального положения. Учет отклонений положения
троса или стержня относительно радиуса-вектора центр масс системы —
центр Земли возможен, если установить на массивных телах или
защищающих их оболочках датчиковые системы, фиксирующие угловое
положение градиентометра относительно направления на Землю. При использовании
жесткого стержня для соединения массивных тел исключается, кроме того,
возмущающее влияние вращения массивных тел относительно их центров
масс.
Принципиально достижимой точностью при измерении
электромагнитными датчиками натяжения стержня является число порядка 10~19 Н. Это
означает, что предельно возможным членом геопотенциала U, который может
быть уточнен методом спутниковой градиентометрии при измерении силы
электромагнитными методами, являются члены с номерами порядка п =
= 400 ... 500 при массе грузов градиентометра m = 10 кг и расстоянии L
между ними 1 м.
Сравнительный анализ рассмотренных методов космической геодезии
для исследования параметров гравитационного поля показывает, что
наибольшими точностными возможностями обладает метод спутниковой
градиентометрии при использовании электродинамических датчиков для
измерения силы натяжения штанги, соединяющей массивные тела
градиентометра.
Точность измерения градиентометра относительно оболочки может быть
весьма высокой. Так, лазерные интерферометрические детекторы при
расстояниях в несколько метров обеспечивают точность 10"15 м.
Принципиально возможно достижение точности порядка 10~20 м. Это близко к
предельному значению по точности относительного смещения 10~20 для
квантовых уровней чувствительности в соответствии с принципом
неопределенностей Гейзенберга.
Геодезические и навигационные космические комплексы 359
7.11. МЕТОД СИСТЕМНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Исходной информацией служит структура геодезической сети
(количество базисных Кс и определяемых ис пунктов, их размещение) и
требуемая точность ее построения. Кроме того, необходимы сведения о
погрешностях of измерения параметров г аппаратурой различных типов, а также
зависимости массы G и стоимости Сг этой аппаратуры от средней
квадратичной погрешности измерения параметров Д ; Дл; Д; %, г\.
На основе этих сведений составляются варианты а комплектации
измерительной аппаратуры. Комплектации различаются по составу параметров,
принципам и точности их измерения. Для измерения углов £, г?
целесообразно использование метода фотографирования световых вспышек лампы —
вспышки, установленной на спутнике, на фоне звездного неба как
обеспечивающего наибольшие точности при сравнительно простой бортовой и
наземной аппаратуре. Для измерения дальности Д могут быть использованы
оптические и радиотехнические измерительные системы. Погрешности
измерения параметров назначаются от предельно достижимого нижнего предела
до превышающего его в десятки раз. Между этими предельными значениями
выбираются еще 2 ... 3, равномерно распределенные по интервалу.
По методике, изложенной в разд. 7.6, проводится априорная оценка
точности определения координат пунктов геодезической сети. При этом
равномерно над сетью пунктов (как это рекомендуется в разд. 7.7)
располагаются точки проведения оптических измерений спутников. Число m
таких точек выбирается равным пг = 2 и с тем, чтобы обеспечивалось
определение координат всех пунктов геодезической сети при объеме
измерительной информации, не существенно превышающем (в 2 ... 3 раза)
минимально допустимый. Для радиотехнических измерений выбирается число
мерных интервалов орбиты, равное пг = ис1. Высота круговой орбиты Н
выбирается такой, при которой половина радиуса R3 зоны видимости
равна наибольшему расстоянию Д£с между соседними пунктами. При выборе
наклонения i орбиты учитываются расположение стартовых площадок ракет-
носителей и район размещения пунктов сети. При размещении точек стартов
в средних широтах наклонение выбирается равным или большим широты
старта (большим — при размещении геодезических пунктов в более
высоких широтах, чем точки старта).
За меру точности построения геодезической сети принимается
наибольшая из величин средней квадратичной погрешности координат
определяемых пунктов. Расчеты проводятся для кратности ц = 50 проведения
измерений в выбранных точках положений спутников.
При ограниченных возможностях используемых вычислительных
машин или при весьма большом числе (сотни, тысячи) пунктов
геодезической сети задачу оценки точности при различном составе и точности работы
измерительной аппаратуры целесообразно решать с использованием экви-
Народнохозяйственные космические комплексы
360
валентных по точности моделей типа, показанных на рис. 7.31, что позволяет
существенно сократить объем вычислительных работ.
Для получения эквивалентной по точности привязки пунктов модели
геодезической сети необходимо, чтобы ее длина Lv была равна
наибольшему расстоянию Lc определяемого пункта сети одного из базисных пунктов.
Кроме того, число определяемых пунктов модели должно быть равно
"v , >
max AL
где maxALc — наибольшее из расстояний между определяемыми пунктами
геодезической сети.
Число измеряемых положений спутника при измерениях углов %, r\m =
= 2 nv, а при радиотехнических и лазерных измерениях параметров Д ;
Дл; Д число прохождений спутника
m = п .
V V
Высота Hv и наклонение орбиты выбираются из тех же условий, что и
при рассмотрении всей сети.
Как и для всей сети, оценки точности проводятся для кратности
объема измерительной информации ц = 50. За меру точности принимается
средняя квадратичная погрешность определения координат наиболее
удаленного от базисного пункта.
Получаемая в этом случае точность построения модели будет
сравнима с точностью определения пунктов действительной геодезической сети.
При этом оценки по модели будут давать несколько завышенный результат
по величине погрешности за счет использования в этом случае наибольших
расстояний тахД/,с между пунктами и неиспользования измерений с
близлежащих определяемых пунктов, которые могут иметь место в реальной
геодезической сети. Завышение погрешности приведет в дальнейшем к
несколько завышенным результатам по затратам и заниженным — па прибыли,
что в конечном итоге может привести к созданию космического комплекса
с более лучшими (но не худшими) характеристиками, чем это требуется.
Потребное число m измеряемых положений спутника в этом случае
определяется так же, как и для действительной геодезической сети:
для радиотехнических измерительных систем
m = 2nvn;
для оптических измерительных систем
где Р — вероятность наблюдения спутника в разрыве между облаками.
Имеются ограниченные возможности числа М измерений, которые мож-
реодезические и навигационные космические комплексы 361
но реализовать, используя один спутник. Это может быть связано с
ограниченностью ресурса элементов измерительной системы (число вспышек
световой лампы), ограниченностью времени существования всего спутника или
с ограничениями на время построения самой сети. Поэтому число спутников
может быть определено из соотношения
N = m/M.
Это позволяет определить число потребных ракет — носителей.
Тип ракет может быть получен на основе ранее определенной высоты
Я круговой орбиты и массы космического аппарата GRa. Последний
определяется на основе статистических зависимостей массы спутника от массы
аппаратуры. Совместно эти данные позволяют определить стоимость ракет-
носителей и затраты на их выведение.
Результаты оценок точности а для каждого из вариантов комплектации
измерительной аппаратуры совместно с оценками затрат Ск к позволяют
каждой из величин а поставить в соответствие комплектацию аппаратуры.
После чего может быть построена зависимость точности а от стоимости
С и проведен предварительный выбор целесообразных комплектаций
измерительной аппаратуры для каждой из точностей построения
геодезической сети, а также определена оптимальная комплектация а (при
сформулированном требовании к точности ее построения), обеспечивающие
наименьшие затраты Скк-
При наличии информации о возможном экономическом выигрыше
отраслей народного хозяйства от использования космического комплекса
для геодезических работ, а также о затратах на необходимые для этого
технические средства могут быть обоснованно выбраны требования к
точности построения геодезической сети. Для этого вычисляется величина
прибыли Р в зависимости от точности а определения координат пунктов
геодезической сети. При отсутствии ограничений по финансированию
величина затрат С может быть выбрана такой, чтобы обеспечивалась
максимальная прибыль. i
Часть
НАУЧНЫЕ
КОСМИЧЕСКИЕ
КОМПЛЕКСЫ
Спутники изучают околоземное космическое пространство, исследуют
верхнюю атмосферу, определяют условия прохождения радиоволн,
исследуют магнитосферу и механизм ее взаимодействия с межпланетной средой,
помогают определять влияние активности Солнца на погоду, климат и жизнь
на Земле. Космические корабли раскрывают тайны Луны, Венеры, Марса,
Юпитера, Сатурна, комет. Астрофизические спутники просматривают
глубины Вселенной и получают данные об уникальных процессах в ядрах
Галактики и звездоподобных объектах.
8 Особенности
проектирования
научных
космических
комплексов .
Совершенствуется ракетно-космическая техника — расширяются пределы
досягаемости космическими кораблями объектов Солнечной системы,
расширяется круг решаемых задач, повышается качество их выполнения,
растет достоверность результатов. Так, с Луны доставлены образцы
подповерхностного грунта, на Венере посадочными аппаратами исследованв
атмосфера, снята цветная панорама поверхности и проведен анализ грунта,
на Марсе исследованы атмосфера и поверхность планеты, осуществлен пролет
около планет-гигантов и их спутников. На автоматические спутники и
орбитальные станции установлены мощные телескопы I, делаются новые
открытия в астрофизике. Конечная цель проектирования научных комплексов -
в рамках технических возможностей получить наибольший научный Р?
зультат.
8.1. КЛАССИФИКАЦИЯ
Основным признаком при классификации научных космических
комплексов являются объекты исследования: Солнце, Венера, Марс, Луна и т.д.
Это связано с тем, что именно объекты исследования и особенно при
необходимости приближения к ним в наибольшей степени определяют требования
к энергетике космических ракетных блоков корабля на различных этапах
полета после старта с околоземной орбиты, энергетике и чувствительности
систем радиосвязи для управления полетом и передачи научной
информации, составу и точности траекторных измерений, ресурсу работы приборов
и агрегатов космического корабля, условиям его функционирования на
различных этапах движения, что во многом обуславливает облик самого
корабля, ракетьтосителя, наземных командно-измерительных средств
и всего комплекса в целом.
В меньшей степени это относится к астрофизическим объектам,
исследование которых проводится только дистанционными методами с
искусственных спутников Земли. Но и в этом случае объекты исследования
являются во многом определяющими в силу малой энергетической мощности
приходящего от них к Земле излучения и малости угловых размеров
объектов. Это обуславливает необходимость использования мощных телескопов
с уникальными требованиями к служебным системам спутников: высокой
точности наведения телескопов, стабильности формы зеркал и геометрии
оптических систем, которые определяют в основном и проектный облик
всего спутника.
Определяющими факторами облика космического корабля на этапах
проведения научных исследований являются свойства исследуемой среды
и метод проведения измерений. Исследуемыми средами могут быть
Магнитосфера, атмосфера, поверхность, недра небесных тел, а также
межзвездная и межпланетная среды, биосфера при поисках жизни на других
планетах. Изучение каждой из этих сред связано с использованием
специализированной аппаратуры, работающей по дистанционному или контактному
принципу. При дистанционных измерениях исследуется собственное или
отраженное излучение объектов. Оно может проводиться при больших
Научные космические комплексы
366
расстояниях до исследуемого объекта с пролетных КА и спутников.
Обеспечивая охват значительных по размеру областей пространства, дистанцион-
ные методы особенно при больших расстояниях до объекта не во всех слу.
чаях способны обеспечить требуемую точность измерений и достоверность
исследований. Повышение точности достигается, в частности, сокращением
расстояния до исследуемого объекта. Для этого используются
атмосферные зонды, посадочные КА, подвижные напланетные КА и КА,
сопровождающие небесные объекты (например, кометы).
Более высокоточную и достоверную информацию способны дать
контактные измерения. Соответствующая аппаратура может быть установлена
на пролетных КА, спутниках, зондах, атмосферных, посадочных и
подвижных напланетных КА, пенетраторах, КА сопровождения и возвращаемых.
При этом обязательным условием является прохождение КА через
изучаемую среду или пребывание в ней требуемое время, достаточное для
проведения необходимого количества измерений в различных областях среды.
Эти обстоятельства являются решающими при определении облика КА.
Космические исследования стали в настоящее время важным
источником информации для таких наук, как космогония, астрофизика и
планетология. Это произошло прежде всего благодаря тому, что при дистанционных
наблюдениях с космических кораблей устранено мешающее влияние
атмосферы, а при контактных измерениях — научная аппаратура приближена к
объектам наблюдения. Получаемая информация способствует развитию
наук о Земле и прежде всего таких, как геология, геофизика,
метеорология, климатология, так как исследования объектов солнечной системы
позволяют получить информацию о небесных телах, находящихся на
различных стадиях развития, а часто и в экстремальных условиях. Кроме того,
астрофизические исследования и поиски жизни могут способствовать
развитию физики вещества и биологии.
В развитии этих наук заинтересованы такие области практики, как
поиск полезных ископаемых, прогнозирование условий радиосвязи и
погоды, коррекция климата, инженерная генетика, энергетика, технология
и материаловедение.
8.2. ЭНЕРГЕТИКА, ДЛИТЕЛЬНОСТЬ ПЕРЕЛЕТОВ
И ПРЕДЕЛЫ ДОСТИЖИМОСТИ
Доставка КА к месту проведения измерений при исследовании
объектов Солнечной системы сопряжена со значительными затратами энергии и
большой длительностью перелетов. В табл. 8.1 приведены результаты оценок
характеристических скоростей U и продолжительностей полетов Т,
требуемых для решения различных научных задач. При этом предполагается, что в
начальный момент КА находится на круговой орбите около Земли
высотой 200 км.
Продолжение табл. 8.1
Небесное
! Пролет (зонд)
U, км/с
У, лет (сут)
Спутник
U, км/с
У, лет (сут)
Посадка
U, км/с
Т, лет (сут)
Возвращение к Земле
U, км/с
У, лет (сут)
Юпитер
Ганимед
Сатури
Титаи
6,5
7,0
5
6,5
7,0
. 74
8,3
6
7,5
8,3
2,5 года
1,5 года
4 года
3-3-Ю
2,5 года
1,5 года
5 лет
3 года
7 лет
з-з-с
5 лет
3 года
Высокий Я = 7 • 10* км;
Т= 2 месяца
7,2 2,5 года
8,5 14 года
Низкий Як = 0
24,5 2,5 года
_25,0. 1,5 года
Высокий Яя= 0; Т= 1 сут
10 2,5 года
12 1,5 года
Высокий Я = 8 ' 10* км;
Г= 2 месяца
8,6 5 лет
11,5 3 года
Низкий Як = 0
18,5 5 лет
20 3 года
Высокий Яя = 0;
Т= 1сут
10 5 лет
15 3 года
-
12
14
-
12
17
-
2,5 года
1,5 года
-
5 лет
3 года
-
174
21
-
164
26
5 ... 6 лет
3 ... 4 года
-
10 лет
5 ... 6 лет
Уран
8
8,2
10
Высокий Я =5 • 10* км;
Т= 1 месяц
16 лет 9 16 лет
10 лет 94 10 лет
5 лет 17 5 лет
Нептун
8,2
9,2
15
Высокий Я = 5 ° 10* км;
Т= 1 месяц
30 лет 9 30 лет
Юлет 13 Юлет
5 лет 20 7 лет
Плутон
8,3
9
12
45 лет
15 лет
10 лет
ВысокийЯя = 10 км;
Г= 3 сут
94 45 лет
134 15 лет
214 Юлет
Научные космические комплексы
370
Для Луны, Венеры, Меркурия, Марса, Фобоса, Деймоса величины U
и Т оценены применительно к траекториям оптимальной продолжитель-
ности для окон старта в период до 1990 гг. Для перелетов к планетам-га-
гантам приведены средние значения U и Т по циклам дат старта на период
1985 ... 1995 гг. для траекторий оптимальной продолжительности и
ускоренных.
Для пролетных КА и зондов при полетах к Меркурию, Юпитеру и
Сатурну рассмотрены траектории с гравманеврами около Венеры или Земли,
что в таблице обозначено соответственно символами "3 — В — Me",
"3 - 3 - Ю", "3 - 3 - С". При использовании Земли в качестве
ускоряющего тела КК выводится на гелиоцентрическую орбиту с афелием,
лежащим за орбитой планеты Марс, где она корректируется так, чтобы снова
пройти около Земли и получить дополнительную скорость. Это дает
возможность сократить требуемую величину характеристической скорости
на 1,5 км/с, но ведет к удлинению времени перелета на 1,5 ... 2 года. Из
табл. 8.1 видно, что для полетов к дальним планетам требуются
значительные характеристические скорости (до 8 ... 12 км/с), что в несколько раз
превышает скорости, необходимые для полетов с орбиты Земли к Луне,
Марсу, Венере, Меркурию. Продолжительность же полетов достигает
десятков лет (до 45 лет), что в десятки и даже в сотни раз превышает
длительности полетов к Луне и ближайшим планетам.
Для полетов к Солнцу рассмотрено три типа траекторий: попадающая
(обозначена в табл. #я = 0 а.е.), пролетная на близком расстоянии,
равном одной десятой астрономической единицы, в плоскости эклиптики
(Я = 0,1 а.е.) и пролетная на расстоянии орбиты Земли в плоскости,
перпендикулярной эклиптике (#п = 1 а.е.; / = 90°). В последнем случае для
формирования орбиты с / = 90° используется гравманевр у Юпитера
(обозначено "3-Ю- ®").
Из таблицы видно, что полеты к Солнцу связаны со значительными
энергетическими затратами. Так, полет по попадающей траектории (Hv = 0)
требует при старте с орбиты Земли характеристической скорости U = 24 км/с
при сравнительно малой продолжительности перелета (Г = 65 сут.).
Сокращение энергетических затрат в два раза ведет к незначительному росту
времени перелета (около 10 сут). Использование же гравманевра у Юпитера
ведет к росту времени перелета до 4 лет.
При оценке величин U и Т, требуемых для выведения КК на орбиты
спутников Луны и планет, принято, что переход на орбиты спутников осуше-
ствляется за счет реактивных сил двигателей КК. Рассмотрено два типа
орбит — низкие и высокие. При этом в ряде случаев рассмотрены круговые
орбиты с высотой Н от нуля до 1000 км и эллиптические с высотой
перицентра Нп от нуля до 8 • 104 км и различными периодами обращения Т0-
Нулевые высоты орбит использованы условно. Для планет-гигантов они
соответствуют границе верхней части газовой среды, где давление равно
одной атмосфере.
г
Особенности проектирования научных космических комплексов 371
Из таблицы видно, что выведение КК на высокие орбиты около планет
при их предшествующем полете по гелиоцентрическим орбитам, близким
к оптимальным, не связано со значительными дополнительными затратами
по сравнению с пролетными кораблями и зондами (превышение
составляет 20 ... 30 %). Оно становится существенным для спутников планет (Га-
нимед, Титан) и составляет 70 ... 80 %. Очень значительным превышение
U становится при использовании ускоренных орбит (достигает 150 ... 170 %).
Однако самое существенное влияние на превышение U при создании
спутников над пролетными вариантами траекторий движения кораблей оказывает
высота орбиты спутника. Так, для низких высот это превышение достигает
трехкратного.
При рассмотрении посадочных КК принималось, что посадка
осуществляется за счет реактивных сил. Исключение сделано для планет Венера и
Марс, где торможение осуществляется за счет аэродинамических сил в
атмосфере этих планет.
Из таблицы видно, что посадка на малые планеты и спутники планет-
гигантов не требует существенного увеличения энергетических
возможностей ракетной системы (не превышает 20 %) по сравнению с затратами
на создание соответствующих высокоорбитальных спутников.
Для экспедиционных КК использованы те же допущения относительно
условий посадки, что и в предыдущем случае. Кроме того, при посадке на
Землю принят прямой вход в атмосферу и использование
аэродинамического торможения. Из таблицы видно, что энергетические затраты на
экспедицию превышают затраты на посадку на 50 ... 70 % (для Марса на 300 %),
а время перелета более чем в два раза.
При минимальных энергетических затратах время межпланетных
полетов весьма большое. Так, полеты к Юпитеру по оптимальным траекториям
продолжаются 2,5 года, к Урану — 16 лет, к Плутону - 45 лет. Сокращение
времени полета возможно за счет перехода на более ускоренные траектории
Движения. Это требует дополнительных затрат энергии. Благоприятным
обстоятельством здесь является тот факт, что вблизи энергетического
оптимума имеет место высокая чувствительность времени перелета к величине
характеристической скорости. Так, для полетов к планетам-гигантам
увеличение характеристической скорости на 30 % ведет к сокращению времени
полета в три раза. Дальнейшее сокращение времени полета требует большей
Доли энергетических затрат. Так, для доведения времени полета к планетам-
гигантам Урану, Плутону до 103 сут. требуется характеристическая скорость
Порядка 102 км/с, до 102 сут. - 103 км/с, до 10 сут. - 104 км/с. Для
создания характеристической скорости Ю2 км/с кораблю массой 102 т на
основе химических двигателей потребуется неприемлемо большой расход
Топлива.
Приемлемые расходы топлива получаются при использовании
высокоэффективных двигательных установок, способных обеспечивать высокие
Научные космические комплексы 1|72
скорости и истечения рабочего вещества, соизмеримые с величиной требуе-
мой характеристической скорости V. При этом масса расходуемого топлива
также становится соизмеримой с массой корабля. Так, при и — 102 км/с
для создания характеристической скорости V = 102 км/с кораблю массой
102 т необходим запас топлива порядка 200 т, те же 200 т требуются при
скорости и = 103 км/с иК= 103 км/с.
Дальнейший рост эффективности двигателей позволит еще больше
сократить массовый расход топлива. Так, при и '= 3-Ю5 км/с для создания
скорости 103 км/с потребуется расход топлива порядка 3-Ю2 кг/с, для
104 км/с-3-103 кг/с.
Такие двигатели позволят сократить время перелета в пределах
солнечной системы от нескольких единиц до десятка суток и при расходах
топлива, не превышающих 1 т/с для корабля массой 102 т. Во время перелета
двигатель может работать постоянно, сначала разгоняя корабль, затем
тормозя его. Перегрузка может быть порядка единицы, что создает
комфортные условия для экипажа. Окна старта при этом перестанут играть
решающую роль в выборе времени отправления корабля. Сообщение в пределах
Солнечной системы станет столь же обычным и комфортным, как сейчас
полет на самолете.
Станут реальными полеты к ближайшим звездам. Так, за 10 лет корабль
массой 102 т сможет долететь до ближайшей звезды и вернуться обратно,
израсходовав 105 т топлива при перегрузке порядка 1.
Достижение высоких скоростей истечения и придание кораблям
больших скоростей требует высокоэффективных энергетических установок.
Современные реактивные двигатели используют энергию, выделяемую
в ходе реакции окисления химических веществ. При этом суммарное
массовое число химических элементов до реакции и после нее остается
неизменным, а изменяется только структура вещества. Это означает, что
используются только сравнительно слабые энергетические ресурсы электронных
связей вещества и не затрагиваются огромные энергетические ресурсы
ядра. Получаемые в результате реакции новые химические вещества
используются в качестве отбрасываемой массы. В настоящее время такие
двигатели обеспечивают скорость истечения из сопла продуктов реакции
порядка 4500 м/с.
Теоретический предел скорости истечения химических элементов
составляет 5000 м/с. По сравнению с возможной световой эта скорость
составляет 1,7 • 10 5. Такая малая относительная величина скорости истечения
объясняется низким уровнем использования энергии, содержащейся в
топливе химических реактивных двигателей. По сравнению с полной энергией,
заключенной в нем и равной тс2, энергия химической реакции окисления
составляет величину 10 10.
Качественный скачок в полноте утилизации энергии вещества
достигается при использовании энергии, заключенной в его ядре за счет перевода
Особенности проектирования научных космических комплексов 373
части массы ядра Am в энергию движения и излучения. Выделяемая
энергия составляет в этом случае Атс2. При этом образуются новые
химические вещества с меньшей массой.
В современных энергетических системах уменьшение массы топлива
составляет 10 2 ... 10 3 от первоначального. Это означает, что и здесь
используются не все энергетические ресурсы вещества.
Наконец, наибольшая энергетическая отдача вещества может быть
получена при полном его переводе в энергию движения и излучения, т.е. при его
аннигиляции. Эта энергия составляет тс1.
Получаемая из атомных источников энергия может быть использована
для нагрева и последующего разгона вещества и создания тем самым
реактивной силы. Разгон может быть реализован различными путями. Так,
отбрасываемое вещество может нагреваться непосредственно в атомном
реакторе, можно нагревать в нем промежуточный теплоноситель, а затем им
нагревать отбрасываемое вещество.
Скорость и истечения рабочего тела из таких двигателей зависит от тем-
пературы Т его нагревания и молекулярной массы этого тела, как V Т/\х при
прочих равных условиях. В настоящее время достижимы скорости
истечения 10 км/с. Дальнейший рост скорости U будет в основном определяться
ростом температуры Т нагревания рабочего тела. В пределе она может
приблизиться к скорости света, но не превзойти ее в силу ограниченности
скорости с электромагнитного взаимодействия частиц вещества той же
скоростью света при термодинамических процессах.
Также большие скорости истечения вещества могут быть достигнуты
в электрических двигателях. В них разгон осуществляется с помощью
электромагнитного поля. В настоящее время реализованы скорости истечения в
электрических двигателях 100 км/с, достижимы, в принципе, околосветовые
скорости. Световые и большие скорости не могут быть достигнуты по той
же причине ограниченности скорости электромагнитного взаимодействия
поля и вещества скоростью света.
В пределе при аннигиляции вещества и световой скорости истечения
полнота использования энергетических ресурсов электромагнитного
вещества достигает максимума. Это значительно расширит возможности транс-
Портных систем, существенно изменит их облик.
Грандиозность атомной энергетики легко ощутима иа фоне земных
энергетических масштабов. На фоне космических она выглядит очень
скромно. Так, квазары излучают только за 104 с столько же энергии, сколько
ее может быть выделено от аннигиляции вещества, равного по массе нашей
Земле.
Также скромно выглядит атомная энергетика для реализации
межзвездных полетов. Например, полет к ближайшей звезде и обратно КК массой
Ю3 т с аннигиляционной энергетической установкой и световой скоростью
"стечения вещества из двигателя будет продолжаться около 10 лет при
I?
Научные космические комплексы 374
ускорении 10 м/с2. Запас вещества составит внушительную величину —
107 т. Полет же к удаленным звездам Галактики вообще трудно вообра.
зим в рамках современных представлений об ограниченности возможной
скорости движения корабля скоростью света. Для перемещений в масштабах
Вселенной необходимы новые источники энергии, соизмеримые с
энерговыделениями процессов во Вселенной и безусловно существенно большие,
чем они заключены в электромагнитном веществе.
Возможность в будущем открытия и освоения качественно новых
энергетических источников имеет принципиальное значение для космонавтики
и человечества в целом. От этого зависит ответ на вопрос об ограниченности
освоения человеком только Солнечной системы или же освоении им
космического пространства в пределах Галактики.
В настоящее время трудно назвать конкретное содержание этих
качественно новых энергетических источников, а тем более способы их
утилизации, и совсем невозможно определить технический облик
соответствующих энергетических и двигательных систем межзвездных космических
кораблей. Однако грандиозность энергетических процессов во Вселенной
подсказывает, что такие источники принципиально возможны, а значит,
на их основе могут быть созданы энергетические и двигательные системы
космических кораблей.
8.3. КРИТЕРИИ ЭФФЕКТИВНОСТИ
Целью научных исследований с помощью космических средств является
открытие новых объектов и процессов, получение информации об их
свойствах, а также уточнение представлений о ранее открытых и наблюдавшихся
небесных объектах. Показателем работоспособности научных космических
комплексов на этапе проектирования может служить предполагаемая
степень результативности исследований.
Результативность исследований зависит в основном от двух факторов:
надежности доставки научной аппаратуры в исследуемую область
космического пространства и обеспечения ее нормального функционирования
техническими средствами космического комплекса и от полноты решения
научной задачи. Надежность космического комплекса характеризуется
вероятностью Рн его безотказной работы. При этом учитывается надежность
элементной базы (время безотказной работы) отдельных агрегатов и
систем, а также характер их взаимодействия, определяемый структурой
космического комплекса.
Полнота решения научной задачи обуславливается прежде всего
составом и точностью измерения научной аппаратурой параметров исследуемых
объектов или процессов и условиями измерений (местоположением измери-
тельной аппаратуры относительно исследуемого объекта или процесса,
временем и длительностью проведения измерений).
Особенности проектирования научных космических комплексов 375
Количественно полнота решения задачи может быть выражена как
вероятность Р3 распознавания объектов или процессов. В этом случае на
этапе проектирования необходима априорная информация о средних
значениях измеряемых параметров распознаваемых объектов или процессов,
об элементах корреляционной матрицы измеряемых параметров и о
вероятности наличия распознаваемых объектов или процессов при
проведении измерений. Вероятность Р^ правильной интерпретации может быть
определена из соотношения 5.33.
Это дает возможность оценить влияние состава и точности
измеряемых параметров, мест проведения измерений, их частоты и длительности
на эффективность космического комплекса, провести сравнительный анализ
различных комплектаций измерительных средств и выработать
рекомендации по целесообразному их составу для обеспечения достаточно полного
решения поставленной задачи. т
Эффективность Р научного космического комплекса может быть
охарактеризована выражением
Р=РИРг. (8.1)
Для учета затрат С на разработку, создание и эксплуатацию научного
космического комплекса в качестве критерия эффективности при
проектировании может быть использовано соотношение
R=PHP3/C=P/C. (8.2)
Эти соотношения для Р3, Р и R дают возможность провести
сравнительный анализ космических комплексов и выбрать оптимальный для
решения задачи с требуемой полнотой и учетом технико-экономических
возможностей и ограничений.
При отсутствии априорной информации об исследуемом объекте или
процессе, а также о других объектах и процессах, на фоне которых
проводится распознавание, могут быте использованы гипотезы о них, которые
формируются с учетом предполагаемой обстановки в исследуемой области,
и различающиеся степенью близости фоновых объектов и процессов к
распознаваемым. При этом приближение фоновых объектов и процессов
к исследуемому связано с необходимостью использования более
совершенных измерительных средств как для расширения состава измеряемых
параметров, так и их точности, частоты и продолжительности измерений.
В этом случае для каждой из групп гипотез может быть определена
вероятность Р3 опознавания исследуемого объекта или процесса для
различных состава и точности измеряемых параметров и условий проведения
измерений. Это дает возможность провести сравнительный анализ
различных измерительных комплексов и выбрать такие из них, которые
способны обеспечить достаточно высокие значения вероятности F3.
Использование соотношений (8.1) и (8.2), как и в предыдущем случае, позволяет
Учесть влияние надежности и затрат.
Научные космические комплексы
376
Вероятность Ръ правильной интерпретации результатов научных исследо-
ваний в смысле отнесения их к одной из гипотез (1 или 2) может быть
оценена из соотношения
P^P.FlQa— + - D2)-]+P2 <i-F[Qn— D*)—\Y (Щ
P,2 D I Pl 2 D J '
где P\, Pi — априорные вероятности реализации гипотез 1 и 2
соответственно; D1 = (Mi - М2)т 2 ' (Мх - М2) - обобщенное нормированное
расстояние между нормальными распределениями параметров гипотез 1 и 2;
М\, М2 — векторы математических ожиданий параметров гипотез 1 и 2;
2 ' — обратная ковариационная матрица взаимосвязи параметров гипотез;
F— функция нормального распределения.
При числе гипотез, большем чем две, достоверность интерпретации
результатов научных исследований может быть оценена последовательным
рассмотрением всех различных пар гипотез и определения
соответствующих вероятностей их правильного разделения из соотношения (8.3).
Полученная совокупность оценок дает представление об ожидаемых
результатах правильной интерпретации научных исследований при различных
составах и точностях измеряемых параметров.
При рассмотрении космических комплексов, предназначенных для
изучения сложных объектов и процессов, характеризуемых большим числом
параметров, для сравнительной оценки их работоспособности может быть
использован след sp корреляционной матрицы Ад, размерности N X N,
элементы которой представляют собой псевдовероятности совместного
присутствия пар параметров Р. и Р. (/, / = 1, ...,N) в исследуемом объекте или
процессе. Такая матрица симметрична, диагональные ее элементы и.- (/ =/)
равны единице, остальные и(у (/ Ф-f) имеют значения в пределах
-1<И,у<1, (/#/). Щ
Так, при отсутствии взаимовлияния каких-либо двух параметров Л и /у
соответствующие элементы матрицы и,-.- = 0. Если же присутствие одного
из параметров Pi ведет к достоверному присутствию другого Р., то п.- = 1.
если же к достоверному отрицанию, то п^ = — 1. В остальных случаях, когда
нет такой достоверности, а есть лишь предположения, вытекающие из
гипотез, элементы матрицы AN будут изменяться в пределах
-1<Иу<1 ,(/*/).
Принцип построения и структура матрицы Ад, следующие:
Особенности проектирования научных космических комплексов 377
Л Рг :..Р,
N
Pi 1
Рг "21
PN nN!
«12
1
%2
.. nlN
■■ niN
.. 1.
После приведения матрицы Ад, к диагональному виду определяется
сумма диагональных элементов, или след sp (Ад,) матрицы Ад,, который и
используется в качестве критерия значимости параметров Р{.
Так, при измеренииМ параметров Р. из jV матрица Ад, трансформируется
в Км размерностью М X М. При этом остаются строки / и столбцы /',
соответствующие измеряемым параметрам, остальные — вычеркиваются.
Получаемое новое значение следа sp (A^) сравнивается с sp (Ад,). Отношение
ПИ - ^ (8.4)
SP (Ад,)
служит показателем относительной значимости измеряемых параметров.
Так, исключая последовательно от /' = 1 до / = N по одному параметру
из матрицы Ад,, можно оценить их вклад в полноту решения задачи, их
влияние на эффективность исследования объекта или процесса. Можно
рассмотреть эффективности измерения отдельных групп параметров и на
основании сравнительного анализа следов матриц выработать
рекомендации по целесообразному составу измеряемых параметров, обеспечивающих
требуемую полноту решения задачи.
Изложенный метод может быть использован и для оценки значимости
измерений в отдельных областях протяженных объектов или процессов.
Таким объектом может быть, например, облачный слой атмосферы
Венеры, состоящий из нескольких слоев, различающихся химическими
процессами, физическими условиями, размерами аэрозолей, характером
турбулентности. Полное представление о природе облачности может быть
получено при измерении всех физико-химических параметров на всех
характерных высотах облачного слоя. При измерении же только части из
них, как это имеет место при использовании плавающих средств типа
аэростатов, возникает задача о выборе наиболее информативных высот.
В этом случае для каждой из характерных областей % (£ = 1, ...,'Щ
составляется матрица Ад,£ со свойственным для этих областей набором пара-
Метров Pit (i = 1, ... , 1\Л. На основе этих матриц Ад- составляется матрица
Ад,, на диагонали которой располагаются последовательно матрицы Ад,
а остальные элементы заполняются матрицами п.., характеризующими
взаимосвязь параметров областей %. Структура матрицы Ад, в этом случае
следующая:
13 1391
Научные космические комплексы 378
\ '
След sp (A.,) используется как опорная цифра для последующего
сравнения с ней следов "усеченных" матриц. "Усечение" проводится как по
отдельным параметрам, которые не измеряются в процессе исследования,
так и по областям. В последнем случае вычеркиваются матрицы Ад,, и
соответствующие им матрицы п...
При использовании следа sp эффективность космических комплексов
с различной комплектацией измерительных средств при их сравнительном
анализе может быть оценена из соотношения
sp
Р=Ря , (8.5
где spmax — наибольшее значение следа, соответствующее наиболее полному
составу измеряемых параметров, частоте и продолжительности измерения.
8.4. ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ]|
НАУЧНЫХ КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ
Исходной информацией для проектирования являются
технико-экономические характеристики ракетно-космической техники и сведения о
состоянии изученности космического пространства и первоочередных
проблемах космических исследований.
Технико-экономические характеристики обуславливают возможности
техники при космических исследованиях. Прежде всего это энергетические
характеристики ракет-носителей. Наиболее тяжелые ракеты-носители
определяют пределы досягаемости КА областей космического пространства,
а также наибольшую массу спутников на орбите около Земли, предельные
массы космических аппаратов для полета к планетам, возможность спуска
Особенности проектирования научных космических комплексов
379
на их поверхность и возвращения к Земле, что обуславливает состав
решаемых задач. Наличие ряда ракет-носителей с различными энергетическими
характеристиками позволяет минимизировать затраты на выведение за счет
использования ракет-носителей с энергетическими характеристиками,
наиболее близкими к требуемым.
Степень совершенства служебных систем космического аппарата также
является решающим фактором при определении возможного состава задач
космических исследований. Так, массовое совершенство служебных систем
во многом определяет вес космического аппарата в целом, что оказывает
решающее влияние на предельные возможности использования
конкретного носителя. Энергетическое совершенство служебных систем
обусловливает параметры энергетической системы космического аппарата и
системы его терморегулирования, что также оказывает заметное влияние на
массу КА.
Весьма существенной характеристикой служебных систем является
надежность их работы. Надежность — решающий фактор при определении
времени функционирования КА, а следовательно, — решающий фактор при
определении предельных возможностей космической техники по достижению
областей солнечной системы или по решению сложных задач, таких как
длительное плавание в их атмосфере, пребывание на поверхности и, наконец,
возвращение экспедиционных кораблей на Землю.
Также существенное влияние на массовые характеристики космического
аппарата и его предельные возможности оказывает совершенство
измерительных систем: их массу, энергопотребление, надежность. Но самое
главное влияние измерительные системы оказывают на полноту решения задачи.
Состав измеряемых параметров, чувствительность, диапазон и точность
измерений научной аппаратуры являются решающими факторами
эффективности миссии космического аппарата.
По сфере использования получаемых результатов научные задачи
исследования космического пространства можно условно разделить на две
группы: к первой группе относятся фундаментальные и прикладные задачи,
способствующие в основном повышению темпов и глубины исследований
н точности прогнозирования происходящих на Земле геологических,
метеорологических, биофизических, геофизических, электромагнитных и других
процессов; ко второй группе относятся задачи, связанные, прежде всего,
с развитием фундаментальных наук и способствующие разработке новых
способов получения энергии, производства материалов и других аспектов
прикладной деятельности.
Среди задач первой группы можно выделить те из них, которые
связаны с изучением факторов, непосредственно воздействующих на
происходящие на Земле процессы. Прежде всего это задачи, связанные с изучением
Солнца и межпланетного пространства. Космические комплексы уточняют
состав факторов и характер их влияния на магнитосферу, атмосферу и
Научные космические комплексы
биосферу Земли. Эти исследования проводятся с помощью ИСЗ,
орбитальных пилотируемых станций, солнечных зондов, межпланетных
автоматических кораблей, высотных зондов и наземных средств. Здесь научные
исследования тесно переплетены с практическим использованием
результатов работы космических комплексов и это настолько важно, что в
настоящее время уже созданы специальные службы ионосферно-магнитной и радиа-
ционной безопасности, в основном базирующейся на использовании
космических объектов.
Большинство остальных задач первой группы связано с исследованием
процессов формирования, эволюции и современного состояния
внутреннего строения небесных тел, происходящих в них физических явлений, ат*
мосферных процессов, дипольного магнитного поля и палеомагнетизма!
Сопоставление результатов этих исследований, совместное их рассмотри!
ние с результатами изучения аналогичных земных процессов (геоло!
гических, метереологических, тектонических, сейсмологических и т.д.)
способствует углублению понимания последних и как следствие —
улучшению качества их прогнозирования, уточнению строения Земли и мест
залегания полезных ископаемых, повышению эффективности их поис-;
ка, методов коррекции и возможно управления некоторыми из процес!
сов (метеорологическими, магнитосферными). Космические средства иг|
рают главную роль в исследовании планет, Луны и других небесных тел щ
связи с трудностями их изучения наземными средствами из-за большой
удаленности, относительно малых размеров и мешающего влияния атмос!
фер Земли и планет. I
Особо важное научное и прикладное значение имеют космические ис|
следования по поиску форм жизни на других небесных телах Солнечной
системы. Не исключено, что существенное отличие от земных условий оби!
тания на других телах сформировали существенно отличную как по фор!
ме, так и по внутреннему содержанию жизнь. Ее исследование будет спо!
собствовать повышению результативности проводимых работ по инженер!
ной генетике, биофизике, а также исследований по совершенствованию
существующих и разработке принципиально новых методов производства
продуктов питания и охраны биосферы.
При решении научных задач второй группы космос можно
рассматривать как естественную лабораторию, где происходят физические явления,
многие из которых не находят однозначного объяснения на основе
существующих знаний и не воспроизводятся в земных лабораторных условиях.
Поэтому космические аппараты являются основным средством
наблюдения таких принципиально новых явлений, а следовательно, основным
источником получения экспериментальной информации для анализов,
стимулирования синтеза новых гипотез, и теоретических построений с
последующим возможным использованием их результатов в практической
деятельности.
Особенности проектирования научных космических комплексов 381
Так, наблюдение методами внеатмосферной астрономии процессов
энергетического и массового обмена, происходящих в звездах на
различных этапах их эволюции, стимулирует поиски новых методов получения
энергии; изучение поведения вещества в различных состояниях
экстремальных условий звезд, недостижимых в земных лабораторных условиях,
возможно, будет способствовать разработке сверхпрочных материалов, в
частности материалов, способных выдерживать большие тепловые и
механические нагрузки, а также будет стимулировать создание новых методов
обработки материалов. В настоящее время происходит обмен идеями между
физикой лабораторной и физикой космической: анализ возможных
источников энергии Солнца способствовал возникновению идеи о
возможности реализации термоядерной реакции в земных условиях; с другой
стороны, синхронное излучение, открытое в ускорителях частиц, позволило
объяснить механизм излучения Крабовидной туманности и других
космических объектов.
Перечисленные факторы служат основой при определении
первоочередных проблем научных исследований космического пространства. Из этих
проблем выбираются для дальнейшего рассмотрения те из них, которые
могут быть решены с помощью космических средств с учетом
перспектив их развития в обозримый период 10 ... 15 лет. Таким образом, на
основе совместного рассмотрения первоочередных проблем и
возможностей техники формируется стратегия освоения космического
пространства, определяются целесообразные направления космических
исследований. Ими в настоящее время являются околоземное пространство, сол-
нечноземные связи, Луна, Венера, Марс, кометы, планеты-гиганты,
астрофизика.
Реализация каждого из этих направлений исследований связана с
решением конкретных задач, которые обуславливаются особенностями
исследуемого объекта и степенью его изученности. Так, в околоземном
пространстве необходимо определять динамические характеристики верхней
атмосферы, магнитного поля, радиационной обстановки, их взаимосвязи с
солнечной активностью, а при изучении Венеры - прежде всего структуру и
физико-химические процессы облачного слоя ее атмосферы. Перечень задач
и соответствующих требований к составу и точности измерений, а также ко
времени и месту их проведения, частоте и длительности служит основой
Для формирования принципов построения и состава космических
комплексов.
С этой целью проводится сравнительный анализ возможных
принципов построения космических комплексов, предназначенных для решения
различных задач. Так, для исследования облачного слоя планеты Венера
Использовались посадочные космические аппараты, на которых
проводились сравнительно кратковременные и малочисленные измерения
параметров облачного слоя с высоты ~ 60 км на траектории спуска КА. Возможно
Научные космические комплексы
382
увеличение времени и объема измерений за счет уменьшения скорости
спуска, а также расширение состава и точности измеряемых параметров за счет
установки дополнительной аппаратуры. Кроме того, возможно создание
плавающих средств в облачном слое, например аэростатов, что даст
возможность помимо физико-химических процессов изучить локальную и
глобальную циркуляцию атмосферы.
Реализация каждого из принципов связана, с различными затратами.
Вместе с тем, соответствующие космические комплексы обеспечивают
различную полноту решения задачи. Сопоставление этих характеристик
для различных типов комплексов, полученных на основе предварительных
оценок, дает возможность исключить из дальнейшего рассмотрения те из
них, которые имеют явно худшие характеристики по полноте решения
задачи при сравнимых затратах.
Последующий анализ космических комплексов с различными
принципами построения, предназначенных для решения каждой из задач,
проводится на основе уточненных данных об их эффективности и затратах. Для
этого необходимо проведение оптимизации их проектных параметров. С
этой целью в соответствию! с требованиями задачи выбираются необходимые
типы аппаратуры. Для каждого из этих типов задаются значения возможных
максимальных масс и затем проводится разбиение этого диапазона от нуля
до максимального значения. Варианты комплектации аппаратуры
формируются из возможных комбинаций этих масс. Затем на основе масс
аппаратуры различных типов и на основе известных технико-экономических
характеристик аппаратуры определяются характеристики варианта состава
аппаратуры: разрешение, чувствительность, точность, стоимость,надежностьидр.
Для каждого варианта аппаратуры на основе статистики массовых
соотношений аппаратов рассматриваемого класса определяются массы
служебных систем и космического аппарата в целом, а затем и
соответствующие стоимости и надежности. Также для каждого варианта условий
измерений и схемы полета определяются на основе статистических данных массы
блоков научного корабля, которые обеспечивают проведение необходимых
операций на всех этапах движения. Масса научного корабля на околоземной
круговой орбите служит исходной информацией при выборе
ракеты-носителя для выведения научного КК с Земли на эту орбиту.
Для каждого варианта условий проведения измерений и схемы полета
определяются требования к точности определения орбиты. По этим
требованиям подбирается состав средств наземного
командно-измерительного комплекса и определяется стоимость его эксплуатации и надежность
работы.
Затраты и надежность средств передачи информации определяются на
основе данных об информационных характеристиках варианта научной
аппаратуры, условий измерений (числа, продолжительности сеансов
наблюдений и др.) и способа передачи информации.
Особенности проектирования научных космических комплексов
383
Стоимость космического комплекса определяется как сумма
стоимостей компонентов комплекса. Надежность - как произведение надеж-
ностей этих компонентов. Они являются характеристиками технической
эффективности космического комплекса.
Результаты определения масс и надежности для всех комбинаций
вариантов масс научной аппаратуры, числа космических аппаратов, условий
измерений, способов передачи информации и схем полета позволяют
построить зависимость "надежность — затраты". На основе этих данных
могут быть построены зависимости "надежность космического
комплекса — масса космического аппарата" и "надежность космического
комплекса — масса научного корабля". Кроме того, могут быть построены
такие же зависимости при использовании нескольких одинаковых
космических комплексов с целью повышения надежности эксперимента в
целом, т.е. "надежность эксперимента — затраты", а также другие
зависимости типа "надежность — масса космического аппарата".
Отсюда могут быть составлены суждения о минимальных потребных
затратах для решения рассматриваемой задачи, соответствующей ей
надежности комплекса, "цене" доли надежности, целесообразном уровне
надежности комплекса. Соответственно этим стоимостям и надежностям могут
быть восстановлены варианты исходных данных и параметры
соответствующих комплексов.
Кроме того, могут быть выделены варианты исходных данных,
обеспечивающих наибольшие значения надежности при ограничении на.
стоимость космических комплексов или же наименьшие стоимости при
условии обеспечения требований по надежности. Эта информация также
может быть использована при предварительных оценках и сравнительном
анализе принципов построения космических комплексов, комплектации
аппаратуры.
Работоспособность комплекса (научная эффективность)
определяется на основе критерия Р (5.34) для каждого варианта исходных
данных. Это позволяет построить зависимость "научная эффективность
космического комплекса — затраты", что дает возможность определять
оптимальные характеристики космических комплексов, обеспечивающих
максимальную научную эффективность при ограничениях по
финансированию.
На основе этих зависимостей "научная эффективность — затраты" для
Каждого из космических комплексов с различными принципами построения
может быть построена зависимость Р (С) "научная эффективность - затра-
Научные космические комплексы
ты", каждая точка которой соответствует наибольшему значению эффектив-
ности Р из всей совокупности рассматриваемых комплексов. Эта
зависимость дает возможность определить максимально достижимую научную
эффективность для каждой из величин затрат.
Каждое направление исследований связано с решением группы задач.
Например, для планеты Венера это — околопланетное пространство,
атмосфера, поверхность, недра. Наряду с тем, что каждая из задач имеет
самостоятельное значение, они взаимно связаны между собой. Так, применительно
к планете Венера, практическое отсутствие магнитного поля и
радиационных поясов обусловлено малой скоростью вращения планеты и физикой
недр, химический состав атмосферы - эволюцией планеты, химией ее недр
и поверхности. Поэтому с точки зрения повышения качества решения
проблемы целесообразно одновременное исследование всех задач. Их состав
ограничивается прежде всего техническими трудностями создания
космического корабля, способного решать широкий круг задач. Так, для
планеты Венера удобно совмещаются задачи изучения околопланетного
пространства, атмосферы и поверхности. Изучение недр, связанное с длительным
пребыванием корабля на поверхности в условиях высокой температуры
атмосферы, требует специализированного КК. Другим фактором,
сдерживающим расширение состава одновременно решаемых задач, является
ограниченность состава измерительной аппаратуры для каждой из задач,
связанная с ограниченностью массы корабля.
Поэтому совместное решение задач проводится на первых этапах
решения проблем, когда допустимо получение ограниченной информации по
каждой из задач и требуется максимально полное их изучение по составу.
В последующем требуется создание специализированных КК и космических
комплексов для детального решения ограниченного состава задач. Так, для
планеты Венера рассматриваются специализированные космические
комплексы для радиолокационного картографирования, изучения облачного
слоя, исследования физики недр.
Возможна количественная оценка эффективности космических
комплексов, решающих различный состав задач. Принципиально возможно
проведение оценок полноты решения всей проблемы при последовательном
использовании космических комплексов, решающих каждую или группы
задач с различной степенью детальности. Однако точность используемых
при оценках данных и детальность априорной информации, и особенно
корреляционных связей параметров используемых объектов и процессов,
Особенности проектирования научных космических комплексов ^
пелает пока такие оценки не достаточно корректными и не всегда
пригодными для использования их в качестве решающих аргументов для принятия
реш
ения.
9
Астрофизические
космические
комплексы
■и
Телескопы спутников принимают излучение небесных объектов без
искажений атмосферой Земли. Поэтому по-новому стало видно Солнце,
межзвездную среду, звезды, галактики и квазары. Обнаружены ранее
неизвестные объекты, выявлены новые процессы в ядрах галактик и на квазарах.
9.1. ИССЛЕДОВАНИЕ ГАЛАКТИЧЕСКИХ
И ВНЕГАЛАКТИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
Исследования небесных объектов являются источником данных о
грандиозных и до конца еще не понятых процессах трансформации вещества
во Вселенной, сопровождающихся выделением огромной энергии. По
существу космос и его объекты являются уникальной и неповторимой в
наземных условиях естественной лабораторией, где происходят и могут быть
при достаточно продолжительном и тщательном изучении открыты и
изучены новые и чрезвычайно важные для научных и практических целей
неизвестные физические явления.
Космическая техника открыла качественно новые возможности в
изучении небесных объектов и прежде всего за счет устранения мешающего
влияния атмосферы Земли: от объектов Вселенной стали приниматься
излучения в гамма-, рентгеновском-, ультрафиолетовом-, инфракрасном-
и радиодиапазонах (табл. 9.1). Это позволило обнаружить
астрономические объекты новой природы и существенно расширить возможности
изучения ранее открытых уникальных небесных объектов. Кроме того, при
наблюдении из космоса ликвидируется фоновое излучение атмосферы,
что расширяет возможности измерительной аппаратуры по наблюдению
слабых объектов; отсутствует атмосферное "дрожание", связанное с
турбулентностью атмосферы Земли и ограничивающее угловое разрешение
наземных оптических телескопов значением 1"; нет ветровых и
гравитационных нагрузок на телескопы. Так, наблюдения в гамма-диапазоне и
регистрация мощных вспышек гамма-излучения длительностью до 10 с в
энергетическом интервале гамма-квантов 30 ... 2500 кэВ позволили начать
изучение таких энергетических процессов во Вселенной, которые с
позиций современной астрофизической науки могут быть объяснены
взрывными ядерными превращениями масс вещества порядка звездных. Кроме
того, обнаружены более десятка гамма-звезд и определено их положение
на небесной сфере с точностью, лучшей 1°; при этом нет уверенности, что
некоторые из этих источников не находятся за пределами Галактики.
Регистрация одновременно гамма- и рентгеновского излучения от Крабо-
видной туманности и молодого пульсара в ее центре, а также регистрация
Астрофизические космические комплексы
389
гамма-излучения вспышечного характера привели к представлениям о
причинной связи вспышек гамма- и рентгеновского излучения с активными
процессами на астрообъектах, находящихся на поздних стадиях эволюции.
Обнаружен общий значительный фон гамма-излучения в космическом
пространстве, который носит анизотропный характер. Одним из проявлений
ее является сильная и неоднородная концентрация фона к галактическому
экватору. Последнее говорит о преимущественном рождении гамма-квантов
фона в реакциях галактических частиц сверхвысоких энергий с
межзвездным газом.
Рентгеновское излучение может быть сформировано как обычное
тепловое при температурах порядка 107 К, при движении заряженных частиц
в магнитном поле (синхротронное излучение), при переходе электрона на
орбиту, более близкую к ядру, и при взаимодействии релятивистских
электронов с фотонами. Поэтому наблюдения в рентгеновском диапазоне
позволяют обнаруживать и исследовать, прежде всего, компактные
области, окруженные горячей плазмой. Так были обнаружены более тысячи ранее
неизвестных небесных объектов с точностью определения их положения на
небесной сфере до 20". Было выявлено, что распределение источников
рентгеновского излучения по небу менее концентрировано к галактическому
экватору и одни из них точечные (звезды типа белых карликов и
нейтронные), другие - протяженные. Установлена переменность излучения
источников от долей секунды до нескольких месяцев. Обнаружены рентгеновские
пульсары.
При регистрации указанной совокупности факторов, приводящих к
образованию рентгеновского излучения, была установлена переменность
излучения источников от долей секунд до нескольких месяцев. При этом
выявлен вспышечный характер некоторых источников, как
бесструктурный во времени, так и периодический (длительность вспышек до
нескольких минут, интервал - несколько часов). Обнаружены рентгеновские
пульсары и двойные рентгеновские звезды, из которых одна звезда
нормального типа (видимая в оптическом диапазоне), другая — интенсивный
рентгеновский источник, являющийся возможно нейтронной звездой или
"черной дырой". Этот результат позволил отобрать ряд звезд для последующих
специальных исследований на предмет отождествления с "черными дырами",
являющимися пока чисто теоретическими объектами. В связи с этим
проведено особо тщательное спектральное исследование и измерение массово-яр-
Костных характеристик в течение длительного времени объекта Х-1 в
созвездии Лебедя.
Наконец, обнаружен феномен рентгеновских "новых" звезд.
Проведено наблюдение динамики вспышки такой звезды с регистрацией и спект-
рографированием всех стадий процесса. Кроме того, обнаружен феномен
рентгеновских "новоподобных" звезд, которые периодически (раз в
несколько месяцев) значительно увеличивают поток излучения. Предпола-
Научные космические комплексы
390
гается, что это также компонент двойной системы и излучает за счет эжек-
ции звездного ветра компаньона. При этом плотность звездного ветра регу.
лярно изменяется из-за периодических нестационарных (взрывоподобных)
явлений на сверхмассивной звезде.
Наблюдения в ультрафиолетовом диапазоне дают возможность
обнаруживать горячую плазму с температурой порядка 105 К. Представляется
возможность исследовать хромосферу и корону звезд, их ветер, получать
непрерывные спектры горячих молодых звезд, обнаруживать компактные
источники ультрафиолетового излучения в ядрах активных галактик,
исследовать ядра нормальных галактик. Кроме того, спектрометрические
наблюдения позволяют исследовать межзвездную среду: распределение в ней
газа, его химический состав, тепловой и ионизационный баланс. Так,
утверждается мнение, что значительная часть материи галактик содержится в
межзвездных облаках. При этом значительная часть тяжелых элементов
содержится в межзвездной пыли.
Проведено измерение химического состава межзвездного газа в
Галактике. Содержание почти всех элементов по отношению к водороду
(основному элементу Вселенной) оказалось в несколько раз выше, чем
принималось до космических исследований. Кроме того, в межзвездном
газе галактик обнаружено содержание дейтерия Д и его соединения с
водородом НД (аналогично Н2).
Выявлено, что основная масса межзвездного газа имеет температуру
105 К, однако имеются области более горячей плазмы (до 106 К),
имеющей более низкую плотность, но более высокую ионизацию.
Обнаружен ряд звезд очень ранней стадии звездной эволюции и
проведено их спектрографирование. Зарегистрировано ультрафиолетовое
излучение Урана.
Наблюдения во всех диапазонах электромагнитного излучения с
космических объектов позволили выявить ряд новых факторов и
закономерностей в астрофизике и построить новые гипотезы. Так, помимо
перечисленных ранее, установлены следующие факты: нейтральный газ
межзвездной среды сконцентрирован в плотных облаках относительно малых
размеров, при этом если плотность облака превышает 100 атомов на см3, то
весь водород находится в форме молекулярного соединения Н2;
основными источниками инфракрасного излучения являются холодные облака
пыли, нагреваемые диффузным звездным излучением Галактики,
погруженные б пыль.
Среди астрофизических закономерностей выявлены следующие. Для
межпланетного газа определено, что наличие относительно горячего газа в
Галактике (Т = 106 К) объясняется аккрецией (падением под действием
сил гравитации) на диск Галактики межгалактического газа в количестве,
примерно равном одной солнечной массе М0 в год. При этом
нагревание происходит в результате торможения газа в более плотной среде
Галактики.
астрофизические космические комплексы
391
Относительно вспышек гамма-излучения сделан ряд важных
заключений. Прежде всего за них могут быть ответственными катастрофические
взрывы сверхмассивных звезд, связанные с внезапным началом нового
цикла ядерных реакций. Это может быть также вспышкой "сверхновой"
звезды. При этом выявлено, что частота вспышек "сверхновых" в
пределах расстояний 10 Мпс коррелируется с частотой гамма-вспышек.
Причиной гамма-вспышек может быть также аккреция массивной звезды (М =
= 5 М@) в нейтронную звезду или "черную дыру" или ядерный процесс,
сопровождающий охлаждение нейтронной звезды. Оценка времени
охлаждения нейтронной звезды при Т = 109 К дает несколько секунд, что
согласуется с данными о длительности гамма-вспышек.
Новая гипотеза сформулирована, например, относительно "новых"
рентгеновских звезд. Так, предполагается, что они являются двойными
системами, в которых один из компонентов есть релятивистский объект
(нейтронная звезда, "черная дыра"), а другой - звезда, теряющая свое
вещество за счет его перетекания на релятивистскую. Здесь оно
концентрируется в диск, который вращается вокруг звезды. Масса растет до
критической величины, после чего часть диска падает под действием сил
гравитации на релятивистскую звезду, что и обуславливает возрастание
рентгеновского излучения, воспринимаемое нами как вспышка "новой".
Гипотеза предполагает регулярность вспышек.
Исследование межзвездной среды позволяет уточнить наши
представления о факторах и механизмах, ответственных за образование облаков,
газово-пылевых комплексов, и их роль в эволюции звезд. Прежде всего
необходимо выяснить, является ли межзвездная среда в основном
остатком исходного вещества, как это утверждается в конденсационной
гипотезе, из которого образовались звезды и Галактики или это продукт
деятельности звезд в ходе их эволюции, что соответствует эмиссионной
гипотезе, предполагающей существование дозвездной материи. Для этого
необходимо получать сведения о распределении газа и твердых частиц в
межзвездном пространстве, их химическом составе, числе частиц в единице
объема, температуре, характере движения, степени ионизации,
напряженности магнитного поля. Кроме того, для наблюдательной астрономии
необходима информация о свойствах среды для отождествления результатов
измерений небесных объектов. Размеры облаков, плотность и температура,
вращение, турбулентность, направленность магнитного поля позволяют
провести анализ возможности их сжатия под действием гравитационных сил;
данные о химическом и изотопном составе — установить генетическую
связь межзвездной среды с звездами. Определение массы межзвездной
материи даст возможность уточнить среднюю плотность вещества воВселенной,
что служит основой для суждений о возможном направлении ее эволюции
(расширение будет продолжаться вечно при средней плотности, меньшей
критической, современное расширение сменится сжатием при средней плот-
Научные космические комплексы
392
ности, большей критической, и наступит стационарное состояние при
равенстве действительной и критической средних плотностей вещества во
Вселенной) .
Учитывая большие размеры облаков и газопылевых комплексов, их
наблюдение допустимо проводить с угловым разрешением порядка l'
(табл. 9.2). Наблюдать следует в ультрафиолетовом, видимом и
радиодиапазонах. Периодичность наблюдения допустима 1 год, длительность
может быть весьма короткой и определяется величиной минимальной
экспозиции.
До настоящего времени не наблюдались процессы формирования звезд
и Галактик из разреженного вещества. Кроме того, не наблюдались и
скопления вещества, параметры которых подтверждали бы возможность
конденсационных процессов. Наблюдаются молекулярные облака,
космические лучи, звезды — красные гиганты, "компактные Н—II областей", "звезды-
коконы", молодые звездные ассоциации, "Т-ассоциации", которые могут
быть привязаны к различным фазам зарождения звезд и их эволюции.
Поэтому необходимо наблюдение за эволюцией наиболее плотных газово-пы-
левых облаков, что возможно позволит непосредственно исследовать
процесс их фрагментации в плотные конденсации-протозвезды. Для этого
необходимы регулярные измерения в радиодиапазоне с высоким угловым
разрешением (порядка 0,1").
Теория звездообразования из разреженного вещества предсказывает,
что в конце фазы свободного падения (сжатия) облака происходит
вспышка инфракрасного излучения длительностью в несколько лет. Поиск таких
источников инфракрасного излучения позволит в случае положительного
результата подтвердить достоверность конденсационной гипотезы и
связанных с нею выводов о процессе зарождения и развития протозвёзд из
разреженной газово-пылевой материи. Эти наблюдения в инфракрасном
диапазоне спектра должны носить регулярный характер и охватывать прежде всего
области наибольших скоплений газово-пылевых облаков.
Кроме того, наблюдения в инфракрасной области позволяют
определить местоположение, химический состав и физические характеристики
других источников излучения, связанных с развитием протозвёзд и их
последующим переходом в стадию звезд. Так, могут наблюдаться области:
"компактные Н—II" и "протяженные Н—И", сопутствующие образованию
звезд. Они наблюдаемы и в радиодиапазоне. Полученная информация даст
возможность уточнить наши представления о механизме перехода
протозвёзд в звезду.
Указанием на области формирования протозвёзд и молодых звезд
являются космические мазеры. Поэтому их исследование способствует
получению дополнительной информации о процессах, проходящих внутри
внешнего непрозрачного для наблюдения кокона зарождающейся звезды.
В связи с малыми угловыми размерами космических мазеров и большой
II
5iH«
5 3 •" к
X
5 й 2*
+
i
+
+
+ i
+ +
+ +
+ i
i i
+ i
+ i
i + i +
i + i +
i + + +
+ + + +
i + + +
+ + + +
i + i +
&
«ft
£2
~н СП
I
+
I
+ +
+ +
+ +
+ +
+ +
+ +
+ +
X i &
со а о
а о, X м
сю 9 <о
о о т о
v vSsSvh
Й
о
щ о n
Астрофизические космические комплексы
395
изменчивостью яркости сигнала необходима высокая периодичность
наблюдений (порядка недели), большая длительность каждого наблюдения
(от 5 мин до недели) и высокое угловое разрешение (до 0,001 ). Кроме
того, целесообразны поляризационные измерения, дающие возможность
восстановить картину эволюции магнитного поля в облаке, формирующем
мазерное излучение.
Значительный интерес при исследовании механизма формирования
протозвезд представляют наблюдения за звездами типа т-Тельца,
холодными, быстро и беспорядочно меняющими свой блеск.Предполагается,
что это протозвезды в стадии конвективного сжатия. Их исследование в
ультрафиолетовом и видимом диапазонах будет способствовать
формированию достоверных теорий рождения звезд.
Регулярное изменение блеска цефеид связывается с периодическими
сжатиями и расширениями звезд. Предполагается, что ответственен за это
"клапанный" механизм, заключающийся в том, что за время сжатия
увеличивается непрозрачность вещества внешних слоев звезды; при этом
давление излучения глубинных слоев на внешние возрастает и достигает
величин, больших сил гравитационного сжатия, вследствие чего внешние слои
снова расширяются. В процессе расширения происходит охлаждение этих
слоев и возрастает их прозрачность к излучению глубинной части звезды,
давление излучения уменьшается и становится меньшим гравитационных
сил, в результате чего расширение внешних слоев замедляется,
останавливается и снова начинается процесс сжатия.
Для подтверждения этой гипотезы (или разработки новой)
необходимы систематические наблюдения за цефеидами во всех диапазонах спектра
электромагнитного излучения. Так, наблюдения в гамма-диапазоне
позволят уточнить суждение о характере ядерных реакций в недрах цефеид,
наблюдения в рентгеновском диапазоне позволят судить о возможных
потерях массы звезды, наблюдения в видимом и инфракрасном диапазоне —
об энергетическом балансе звезды, и наконец, наблюдения в
радиодиапазоне позволят получить представление о движении потоков медленных
электронов в окрестности цефеид.
Учитывая длительность цикла изменения блеска цефеид (от 3 до 55 сут.),
периодичность наблюдения может быть принята от долей суток до одной
недели, при этом длительность самих наблюдений должна быть выбрана
в соответствии с чувствительностью приборов так, чтобы обеспечивалась
нормальная фиксация сигналов.
Появление "новых" и "новоподобных" звезд объясняется взрывными
явлениями в их периферической части, сопровождающимися выбросом
значительных масс вещества (порядка 10"4 ... 10"5 массы Солнца).
Возрастание яркости продолжается несколько недель, однако интенсивное
возрастание происходит за несколько суток, после чего начинается
уменьшение яркости по экспоненциальному закону.
Научные космические комплексы 3%
Исследование этих объектов представляет значительный интерес для
уточнения гипотез о механизме взрывных явлений "новых" и
"новоподобных", а также для уточнения теории эволюции звезд. Прежде всего
необходимо обнаружение появления таких звезд и притом на наиболее ранней
стадии взрывного процесса. Для этого необходимы патрульные наблюдения
за звездным небом с периодичностью порядка 1 раз в сутки в
рентгеновском, ультрафиолетовом видимом и инфракрасном диапазонах, т. е. в тех
диапазонах, в которых наблюдается наиболее интенсивное увеличение излу-
чения звезды (выделяемая энергия достигает 1033 Дж, яркость в 10 раз
превосходит яркость Солнца). Используемая аппаратура может иметь
низкий уровень разрешения (пространственного), но обладать широким полем
зрения с тем, чтобы обеспечивался обзор всего звездного неба.
Такие наблюдения позволят получить статистический материал о
"новых" и "новоподобных" звездах и тем самым, в частности, способствовать
решению проблемы связи этих явлений с двойными или кратными
звездными системами. Можно будет уточнить вопрос о том, все ли "новые"
являются двойными системами, или существуют одиночные "новые" звезды;
или решить такой вопрос: являются ли "новые" двойными с самого начала,
т. е. шло эволюционное независимое развитие двух звезд или какая-то
звезда раздвоилась в процессе взрыва и одна или обе из них стали
"новыми" звездами.
Для детального исследования "новых" звезд необходимо наблюдение
во всех диапазонах длин волн. Эти наблюдения целесообразны от начала
повышения яркости звезды до его падения до почти исходного уровня.
На начальном этапе допустимы сравнительно редкие измерения (раз в
сутки) , однако в период интенсивного возрастания яркости, продолжающийся
несколько суток, целесообразны более частые измерения (периодичность
до нескольких часов).
Такие измерения дадут информацию о типе ядерных реакций во
внешних оболочках звезд, о причинах их появления, о месте и направлении
выброса вещества и о других проблемах "новых" и "новоподобных" звезд.
Взрывы сверхновых звезд продолжаются порядка сотен суток и
потому для их обнаружения могут быть использованы наблюдения
звездного неба с частотой порядка одного раза в неделю или даже в месяц. При
этом достаточно проводить обзорные наблюдения в оптическом диапазоне
и затем сравнивать их с предыдущими. Существенное увеличение блеска
какой-либо из звезд указывает на появление "сверхновой".
Исследование "сверхновых" касается определения местоположения,
массы и химического состава выброшенного вещества при взрыве,
кинетической энергии образовавшейся оболочки, энергетического спектра
релятивистских частиц, полного количества излученной энергии,
первоначальной скорости выброшенного газа. Это дает фактическую информацию
об ядерном энергетическом механизме звезд и позволяет уточнить наши
Астрофизические космические комплексы
397
представления о происходящих в их недрах физических процессах.
Поэтому наблюдения за обнаруженной сверхновой звездой необходимо
проводить во всех диапазонах электромагнитного излучения достаточно часто и
каждый раз продолжительно.
Исследование туманностей — остатков взрывов звезд сводится к
получению аналогичных данных также во всех диапазонах спектра. Эти
данные дают возможность установить возраст туманности (определить дату
взрыва сверхновой) и при значительном числе исследуемых туманностей
определить основные фазы и выявить закономерности ее эволюции.
Отсюда могут быть получены новые сведения об эволюции межзвездной среды,
происхождении космических лучей и магнитных полей.
С туманностями, остатками сверхновых, связаны пульсары,
исследование которых требует высокочувствительной аппаратуры во всех
спектрах электромагнитного излучения. Излучаемые сигналы имеют сложную
временную структуру. Поэтому требуется высокое разрешение по
времени (до одной миллисекунды). Наблюдение пульсаров позволяет получить
информацию об их расположении относительно генетически с ними
связанных туманностей, скорости их относительного движения, характера
взаимосвязи. Периодические наблюдения большого числа пульсаров,
находящихся на разных стадиях развития, дают возможность уточнить
картину эволюции нейтронных звезд и представления о механизме
энергетической накачки туманностей и торможения вращательного движения
нейтронных звезд.
Поиск источников рентгеновского излучения, определение их
местоположения, временного режима излучения и последующее их подробное
исследование на основе информации по измерениям излучения в других
диапазонах спектра имеет большое значение для формирования,
расширения и уточнения наших представлений о физических процессах во
Вселенной. Это касается прежде всего кратных звездных систем, шаровых
скоплений, ядер галактик. Обнаружение новых источников требует
высокочувствительной датчиковой аппаратуры и регулярных наблюдений в
широком спектре рентгеновского излучения. Для исследования этих
источников необходим широкий спектр высокочувствительной аппаратуры,
высокое угловое разрешение и регулярные длительные наблюдения. Это
позволит увязать источники рентгеновского излучения с оптическими
объектами и уточнить их местоположение, определить источники энергии,
ответственные за излучение, выявить химический состав и физическое
состояние излучающего объекта и его взаимодействие с окружающей
материей и объектами, оценить возраст источника излучения и фазу его
развития, запрогнозировать его дальнейшую эволюцию. Рост наблюдательного
Материала будет способствовать систематизации источников
рентгеновского излучения, расширению возможностей для их сравнительного анализа,
Научные космические комплексы
398
установлению взаимосвязи и выявлению общих закономерностей разви.
тия и исчезновения.
Особое место занимает проблема обнаружения черных дыр. Их поиск
прежде всего связывается с наблюдениями за кратными звездными систе.
мами с целью выявления аномальных отклонений в движении наблюдаемых
компонент или двойных звездных систем с мощным рентгеновским излуче.
нием, вызываемым, как предполагается, аккрецией перетекающего от
оптической компоненты системы газа к черной дыре. Информация о черной
дыре может быть получена по отождествлению гравитационных линз.
В центральной части некоторых галактик наблюдаются процессы, не
поддающиеся убедительному объяснению в рамках современных
физических представлений. Особенно это относится к активным галактикам.
Активные галактики излучают огромную энергию (1051 ... 105S Дж),
что эквивалентно ядерному взрыву с массой 1010 масс Солнца.
Наблюдаемое расширение границ таких галактик происходит со скоростями,
соизмеримыми со скоростью света, а вся совокупность данных говорит
о сложности и грандиозности явлений в активных галактиках.
Высказанные гипотезы объясняют лишь отдельные явления, и нет даже
качественных гипотез, которые представляли бы общую картину эволюции
галактик и объясняли бы многообразие происходящих в них процессов как
взаимосвязанную цепь явлений. Для решения этой проблемы необходим
обширный наблюдательный материал во всем спектре электромагнитного
излучения, полученный с помощью высокочувствительной аппаратуры,
обладающей высокими показателями в части пространственного разрешения.
Прежде всего необходимы обзорные наблюдения по выявлению
местоположения активных галактик, а затем детальное исследование наиболее
характерных из них.
Радиогалактики излучают в радиодиапазоне в 103 раз большую
энергию, чем большинство галактик по всему спектру излучений. В связи с
тем, что радиоизлучение в основном вызывается потоками заряженных
частиц в магнитных полях, выдвигаются гипотезы о взрывном
происхождении излучения (взрыв ядра галактики или последовательные взрывы
"сверхновых" в центральной части галактики). Для построения
достоверных гипотез, необходим наблюдательный материал, касающийся прежде
всего поиска новых радиогалактик, а затем их систематического
исследования.
Поиск новых радиогалактик может быть реализован с помощью
радиотелескопов, обладающих чувствительностью порядка 10~30
... 10~32 Вт/м2Гц и угловой разрешающей способностью 10"4 ... 10"5"-
Для их исследований помимо радиотелескопа необходима
высококачественная аппаратура для наблюдений во всех остальных диапазонах спектра
с тем, чтобы получить широкую информацию о происходящих в
исследуемых галактиках физических процессах и увязать их с нашими
представлениями об эволюции звезд галактик и Вселенной в целом.
Астрофизические космические комплексы
399
Квазары являются наиболее проблематичными объектами во
Вселенной. При их массе, равной 10б ... 109 масс Солнца, они излучают энергию,
на 15 порядков превышающую солнечную, имеют сравнительно
небольшой размер (« 1012 км), значительную удаленность (1012 световых лет),
исключительное красное смещение спектральных линий (ДХ/Х = 0,3 ...
... 2,88). В настоящее время отсутствует ясность о том, что собой
представляют квазары (звезды, галактики, объекты новой природы), не
определено их место в эволюции известных объектов, нет гипотез о состоянии
вещества в квазарах, нет убедительных объяснений большого красного смещения
и отсутствует понимание механизма, ответственного за излучение
значительной энергии при относительно небольшой массе.
Для формирования достоверных гипотез о квазарах необходим преж^
де всего высококачественный наблюдательный материал. Во-первых,
необходимы обзорные наблюдения в ультрафиолетовом и видимом
диапазонах спектра. Квазары, как звезды 12 ... 14 звездной величины,
отождествляются по характерному красному смещению спектральных линий.
Данные обзорных наблюдений расширяют информацию о пространственном
распределении квазаров во Вселенной и уточняют статистические
характеристики их свойств. Необходимы систематические наблюдения квазаров
с помощью высококачественной аппаратуры, работающей во всех
диапазонах спектра электромагнитного излучения.
Для расширения и уточнения звездного каталога необходимы
систематические наблюдения звездного неба каждый раз все более совершенной
аппаратурой как по чувствительности, так и по спектральному и
пространственному разрешению. Это уточнит наши представления о структуре и
эволюции Вселенной и явится фундаментальной основой при исследовании
происходящих в ней процессов.
Экспериментальное подтверждение положений общей теории
относительности и уточнение теорий тяготения необходимы для изучения и понимания
фундаментальных свойств Вселенной.
Помимо рассмотренных методов исследования астрофизических
объектов путем наблюдений их электромагнитного излучения возможно
использование для этих целей галактических космических лучей, которые
являются наиболее высокоэнергетической (1010 ... 1020 эВ) составляющей
корпускулярных потоков в межпланетном пространстве и представляют собой
в основном ускоренные до высоких энергий ядра химических элементов
(в основном водорода). Кроме ядер в галактических космических лучах
присутствуют электроны.
Лучи могут формироваться при взрывных процессах (вспышки
"сверхновых" звезд, аннигиляция) и трансформироваться (ускоряться или
замедляться, изменять направление движения, производить вторичное
электромагнитное излучение) при движении через межзвездную среду. Поэтому
галактические космические лучи несут информацию об этих процессах и свой-
Научные космические комплексы
400
ствах среды. Так, если достоверно восстановить траекторию движения
компонентов космических лучей, то в принципе можно было бы определить
время и место взрывного процесса. Для этого необходимо прежде всего
изучение механизма силового взаимодействия лучей с межзвездной средой
и знание его количественных закономерностей. Понимание механизма ядер,
ных взаимодействий галактических лучей с межзвездной средой позволило
бы восстановить характер взрыва и тип ядерных реакций. Необходимо
измерять энергетический спектр протонов и ядер, химический и изотопный
состав, спектр электронной компоненты. Это позволит прежде всего
уточнить механизмы взаимодействия галактических лучей с межзвездной ср&.
дой, а затем на вторичной основе использовать информацию о галактичеа
ких космических лучах для уточнения гипотез и моделей об объектах Вс
ленной.
Кроме того, в пределы Солнечной системы приходит межзвездны!
газ. Изучение его физико-химических характеристик контактными мет(|
дами дает возможность уточнить представления о межзвездной среде, ка
торые в основном сформированы на основе спектрографических данны)|
Для регистрации излучений рентгеновского и мягкого гамма-диапаз<|
нов (0,1 ... 300 кэВ) используются ионизационные камеры - пропорцией
нальные счетчики (рис. 9.1). Здесь отдельный фотон (частица)
регистрируемого излучения ионизирует газ определенного состава по траектории
своего движения. Под действием приложенного электрического поля
происходит электрический пробой газа вдоль участка наведенной ионизации,
и во внешней цепи возникает импульс тока, амплитуда и длительность
которого пропорциональны энергии фотона (частицы) при регистрации в
жестком участке диапазона или величине потока излучения при
регистрации в мягком участке спектра.
Также видимое взаимодействие частицы со средой реализуется в един-
циляционном счетчике (рис. 9.2). В нем частица, попадая на сцинциляци-
онный слой, вызывает его свечение, которое усиливается фотоэлектронным
умножителем и затем регистрируется.
Намера с
нейтральным газом
определенного
состава
Область газа,
ионизированного
частицей или фотоном
Рис. 9.1. Схема пропорционального
счетчика
Регистратор Сцинтилляционный слой
W
Б
л
-^
о
Частица
Фотоэлектронный
умножитель
3...5 нЭ
Рис 9.2. Схема сцинтилляциоииого
детектора (счетчик)
Астрофизические космические комплексы
401
@6@-
> Частица
, Полупроводник
&
Рис. 9.3. Схема полупроводникового детектора излучения
Рис. 9.4. Схема оптического и УФ-телескопа:
/ - зеркальный объектив - главное зеркало; 2 - вторичный отражатель; 3 -
спектрограф; 4 - дифракционная решетка
Частота регистрации частиц в пропорциональных и сцинтилляционных
счетчиках зависит от длительности разрядов или свечения и времени
восстановления чувствительных рабочих тел. Для современных счетчиков
интенсивность потока ограничена величиной *= 105 частиц/(с • см2).
Ограничения по интенсивности потока практически отсутствуют у
полупроводниковых детекторов (рис. 9.3). Они, как и ионизационные
камеры, вырабатывают ток, пропорциональный интенсивности потока. Кроме
того, на величину тока оказывает влияние и энергия излучения. С помощью
этих датчиков может быть построена спектрограмма излучения. Для этого
датчики экранируются защитным материалом различной толщины.
Наиболее простыми по устройству детекторами фотонов и частиц
сверхвысоких энергий (109 ... 1020 зВ) являются датчики, построенные на
основе использования радиохимического взаимодействия излучения с
веществом. В этом случае датчик представляет собой пластину вещества из
определенного материала, экспонируемого в потоке излучения. Здесь
отсутствуют цепи, электроника и запоминающие устройства, но возникает
необходимость возвращения облученного вещества на Землю для
лабораторного анализа образовавшихся изотопов, по которым можно судить о
параметрах действовавшего на вещество излучения.
Для регистрации наиболее тяжелых и биологически опасных частиц -
ядер тяжелых элементов — используется метод треков, т. е. метод
обнаружения микроскопических каналов, образуемых в твердом веществе этими
частицами. Метод позволяет не только определить интенсивность потока (по
числу треков), но и их энергетический спектр (по глубине треков) с
высокой точностью ориентации движения (по ориентации трека). В качестве
Рабочего вещества может быть использована, например, пластмасса. Для
облегчения визуального осмотра после облучения пластина может быть
Протравлена для увеличения диаметра каналов.
Научные космические комплексы
В качестве рабочего тела может быть использована и фотоэмульсия.
После ее проявления треки представляются в виде темных линий
различной протяженности и ориентации, что более удобно при обработке
результатов. Кроме того, фотоэмульсии могут быть использованы для
исследования более легких частиц и даже их взаимодействия между собой при
весьма редких столкновениях, что проявляется в виде ливня частиц при
пересечении треков. Основным инструментом получения информации об
астрофизических объектах являются телескопы, и прежде всего
оптические и ультрафиолетовые телескопы (рис. 9.4, табл. 9.3).
Таблица 9.3. Технические характеристики космических телескопов США
Телескопы
Спектральный
диапазон
Фокусировка
Размер
приемного
устройства
УГОЛ1
зреи
Радиотелескоп
Инфракрасный
телескоп
Инфракрасный
20 кГц... 10 МГц
10... 200 мкм
2 ... 300 мкм
Антенная 4 X 230 м
Оптическая ф 0,6 м
Оптическая ф\ м
360" 1
2' ■ J
»' ' "1 '
Ультрафиолетовый 710 ... 3275 • 10"10 м Оптическая ф0,8 м
телескоп
0,3 X 39"
Телескоп ультра- 1000 ... 4000 ■ 10"' ° м Оптическая ф 2,4 м
фиолетового видимо- 0,6 ... 100 мкм
го и инфракрасного
диапазонов
40'
Рентгеновский
тепе скоп
Рентгеновский
телескоп
Гамма-телескоп
60... 3 10-,ом
(0,2 ... 4 кэВ)
3... 30 ■ Ю"10 м
(0,2 ... 2 кэВ)
0,2... 12-10-,-10-,ом
(0,06... 10 МзВ)
Зеркало
косого
падения
Зеркало
косого
падения
00,6 м
00,6
01,2 м
5=1400
см1
25'
10'
-
Гамма-телескоп 1,2 • 10 2 ...
черенковского свечения ... 1,2 • 10"5 • 10"1 ° м
(1 ... 1000 МзВ)
5= 1м'
2,5°
Астрофизические космические комплексы
403
Радиотелескопы представляют собой радиотехнические приемные
устройства, обладающие высокой чувствительностью и относительно узкой
диаграммой направленности (рис. 9.5). Чувствительность достигается за
счет больших размеров антенны и высокого качества приемного
устройства, а также высокой точности изготовления и монтажа антенных устройств.
Острота диаграмм направленности или угловое разрешение Aip в радианах
радиотелескопа обуславливается на фиксированной длине волны X
принимаемого сигнала диаметром D антенны. Эти величины связаны следующим
соотношением:
Ау= l,22X/D.
Чувствительность
Разрешение
ранственное
спектральное
временное
Масса
ратуры, кг
Мощность,
Вт
Дата запуска
н объект
установки
10-" Вт/(м2 с) - - - - 24 1968 г.
RAE-A
20" - ' - 760 40 1983 г.
IRAS
10-" Вт^/Гц - - 210 200 1985 г.
SIRTF
7 звездных величин 1" 0,05 • 10"10 м - 521 85 1972 г.
ОАО-С
28 звездных величин 0,05" 0,01 • Ю-10 м - 1500 1500 1989 - 90 гг.
для\= HST
= ЗОООА
5X10-' фот/(см2 с) 2" - Юмкс 1500 200 1978г.
НЕАО-В
5-Ю-' фот/(см2 с) 1" 3,2 кэВ Юмкс 2100 500 1993 - 96 гг.
для£'=2кэВ AXAF
1,5Х10-5фот/(см2с) 0,4" 20% - теле- 200 1978 г.
скоп НЕАО-С
1260
1,5х10-7фот/(см2с) 0,5° 2кэВ Юмкс 6500 748 1990-91 гг.
GRO
Источнин
излучения
Диаграмма
направленности
Приемное
устройство
Рис. 9.5. Схема радиотелескопа:
1 - антенна; 2 - усилитель-приемник; 3 - охлаждение; А<р - диаграмма направленное
ти и угловое разрешение; D - диаметр телескопа (антенны)
Рис 9.6. Схема интерферометра
Рис. 9.7. Схема ИК-телескопа:
1 - основное зеркало; 2 — детектор
(болометр, кристалл, спектрограф);
3 - охлаждение; 4 - модулятор
(вращающийся диск с прорезями)
Зашита
Рис 9.8. Схема рентгеновского отражательного телескопа:
1 - зеркало косого падения, угол падения лучей 2 ... 6°; 2 - кристаллический
(полупроводниковый) детектор
Рис 9.9. Схема рентгеновского телескопа счетчикового (газоразрядного) типа:
1 - газонаполненный баллон; 2 - струны или электроды под напряжением; 3 -
сменные диафрагмы; 4 - коллиматорное устройство; 5 - газ под постоянным давлением
Астрофизические космические комплексы
405
Угловое разрешение может быть еще более повышено за счет
использования не одного, а двух или более радиоприемных устройств на
расстоянии L друг от друга (рис. 9.6). В этом случае, используя интерферометри-
ческие методы обработки получаемой информации угловое разрешение
Инфракрасные телескопы представляют собой радиометры с
большими диаметрами зеркал и высокочувствительными детекторами (рис. 9.7).
Аналогичным образом устроены телескопы оптического и
ультрафиолетового диапазонов. В качестве детекторов здесь могут быть использованы
фотопленки, спектрографы, камеры, фотометры, поляриметры.
Технические характеристики ряда существующих телескопов помещены в табл. 9.3.
В рентгеновских телескопах, предназначенных для исследования в
мягком участке спектра излучения (X = 100 ... 40-Ю-10 м),
используются в качестве фокусирующих устройств полированные
металлические поверхности, Мягкое рентгеновское излучение обладает свойством
хорошо отражаться от полированных металлических поверхностей при
углах падения 2 ... 6°. Поэтому рентгеновские телескопы, предназначенные для
исследования этой части излучения, используют в качестве фокусирующего
устройства металлическое зеркало косого падения (рис. 9.8). Детектором
может служить кристалл, эмиссионное устройство, ионизационная камера.
Чувствительность и угловая разрешающая способность телескопа
определяется не столько геометрическими характеристиками зеркала косого падения,
сколько типом и качеством детектора.
Для исследования более жесткой части рентгеновского излучения (X <
< 40 • 10"10 м) используются телескопы без фокусирующих (рис. 9.9)
устройств. Чувствительность в этом случае зависит в основном от площади
Детектора и его качества. Для определения направленности принимаемого
излучения используется обычно коллиматорное устройство, которое
обеспечивает доступ к детектору излучения в пределах определенного по
величине телесного угла. Диафрагма представляет собой пластину,
задерживающую излучение ниже определенного уровня энергии фотонов. Сменой
Диафрагм достигается возможность получения спектральных
характеристик излучения. Помимо детектора газоразрядного типа возможно
использование кристаллов, сцинтилляторов.
Гамма-телескопы для исследования излучения с длиной волны X >
^ 10~14 м по своему устройству аналогичны рентгеновским, используемым
Для жесткой части спектра. Различие состоит в применении более мощных
Диафрагм. Помимо кристаллического принципиально возможно
использование других типов детекторов (рис. 9.10).
Весьма жесткое гамма-излучение (X <^1044 м) способно выбивать
(конвертировать) из атомов вещества быстрые электроны, движущиеся в
специально подобранных средах со скоростями, близкими или превышаю-
Научные космические комплексы
406
Рис 9.10. Схема гамма-телескопа счетчикового типа:
1 - эмиттер; 2 - электрод под напряжением; 3 - свинцовый корпус; 4 — диапазон
сменные фильтры; 5 - коллиматорное устройство
Рис. 9.11. Схема гамма-телескопа иа черенковском свечении: ™
1 - кристаллический детектор; 2 - среда - источник черепковского свечения;
собирающее зеркало телескопа; 4 - фокусирующая линза; 5 — фотоэлектронный ;
литель; 6 — корпус защиты
щими скорость света. При этом, как известно, электроны излучают свет.
Этот эффект может быть использован для детектирования жесткого гам
ма-излучения. Для этого мишень-конвертор помещается внутри рабоче!
среды — прозрачного вещества, обладающего большим коэффициенто:
преломления. При выбивании гамма-квантами быстрых электронов, они,
попадая в рабочую среду, вызывают свечение (черенковское свечение),
которое с помощью оптической и фотоэлектронной систем может быть
зафиксировано (рис. 9.11).
Командно-измерительный комплекс обеспечивает определение и
прогнозирование орбиты и управление работой научной аппаратуры. Передача
команд управления может проводиться как непосредственно с наземных
пунктов на космический объект, так и через спутники-ретрансляторы.
Также организуется передача научной информации со спутника на наземные
приемные пункты. Отсюда она передается в центр для предварительной об-^
работки с целью трансформации электрических сигналов в изображение,
удобное для последующей работы с научной информацией (видеоизображ&
ний, графиков зависимостей, таблиц цифровых данных).
По баллистическому построению астрофизические космические коми
I
Астрофизические космические комплексы 407
лексы могут быть разделены на следующие две группы: низковысотные и
на стационарной орбите.
Размещение космических объектов на низковысотных орбитах
требует наименьших энергетических затрат на выведение. Однако это связано
с трудностями в управлении и передаче информации, особенно при
ограниченном числе наземных пунктов и районов их расположения на Земном
шаре. В этом случае требуются запоминающие устройства на борту
космического аппарата и не обеспечивается получение информации в реальном
масштабе времени.
Использование для астрофизических космических аппаратов
стационарной орбиты освобождает космический комплекс от этих недостатков,
но требует повышения энергетических затрат как на выведение
космического аппарата, так и его последующее обслуживание.
Телескопы представляют собой уникальные технические устройства
и имеют значительную массу, достигающую нескольких тонн. Кроме того,
телескопы различных диапазонов спектра излучения существенно
различаются по требованиям к системам ориентации, энергоснабжения,
терморегулирования. И, наконец, решаемые ими задачи выдвигают различные
требования к временным и пространственным характеристикам процесса
наблюдения (времени и длительности наблюдения, месту наблюдения на
небесной сфере). Все это указывает на целесообразность создания для
каждого из таких телескопов специализированного космического
аппарата.
По свойству решаемых задач астрофизические космические
комплексы могут быть разделены на две группы: фундаментальных исследований
и обзорного наблюдения.
Для космических аппаратов, предназначенных для проведения
фундаментальных наблюдений, характерны телескопы с высокими угловыми
разрешениями, узким полем зрения и широким набором чувствительных
элементов в фокальной плоскости для всестороннего анализа
принимаемого от источника сигнала. С их помощью проводятся тщательные и
длительные исследования отдельных небесных объектов однократно или
периодически.
Космические аппараты обзорного наблюдения используют
телескопы с широким полем зрения и призваны выявить новые астрообъекты и
Ранее неизвестные процессы во Вселенной путем фиксации
сопровождающих их электромагнитных излучений. Полученная информация затем
служит основой при принятии решения об исследовании отдельных участков
Неба, выбранных классов или типов астрообъектов с помощью
космических комплексов фундаментального наблюдения.
Сферические координаты источников, наблюдаемых в оптическом
Диапазоне, могут с высокой точностью быть определены на основе
измерений относительного положения этих источников и звезд с известными ко-
Научные космические комплексы
408
ординатами на фотографиях звездного неба. Местонахождение
рентгеновских и источников гамма-излучений определяется с высокой точностью,
если их удается отождествить с объектами, источниками видимого
излучения.
Точность картирования звездного неба с помощью космических средств
может на несколько порядков превосходить точность современных
звездных каталогов, имеющих погрешности до 0,03" по прямому восхождению
и склонению.
Высокоточное картирование необходимо для уточнения структуры
видимой части Вселенной, ее динамики, структуры и динамики ядер галактик,
двойных звезд и скоплений. Кроме того, это позволяет улучшить точность
измерительных работ, где в качестве опорных объектов используются
звезды. Например, в космической геодезии на основе метода одновременных
наблюдений световых вспышек спутников на фоне звездного неба.
Картирование звездного неба с помощью КА может быть проведено
на основе различных принципов. Так, возможна съемка на фотопленку
небесной сферы и последующие измерения взаимного положения звезд на
ней. Результаты измерений совместно с техническими характеристиками
фотокамеры дают возможность определить угловое расстояние между
звездами. Возможно проведение таких измерений по телевизионным
изображениям. Недостатком является ограниченность измерительных возмож-
Опорная
звезда
Опорный
телескоп
Определяемая
звезда
Фокальиые /
плоскости У
Подвижный
телесноп
Опорная
звезда
Измеряемый
угол
отклонении V
зеркала ^
Определяемая
Подвижное звезда
зеркало
телескопа ^ -■ -,
v
Фокалькал
плоскость,
телескопа
Рис. 9.12. Схема измерения углового расстояния между звездами с помощью двух
телескопов
Рис. 9.13. Схема измерения углового расстояния между звездами с помощью
телескопа с подвижным полупрозрачным зеркалом
Астрофизические космические комплексы
409
Поле зрения телеснопа
Рис. 9.14. Схема
определения углового расстояния
между звездами с помощью
телескопа со щелевидным
полем зрения:
?1 ... fi4 ~~ время
прохождения звезд через щель
телескопа
ностей таких методов за счет деформации масштабов внутри кадра,
большого размера зерна пленки и сложности аппаратурной реализации.
Можно непосредственно измерить углы между звездами
последовательным наведением на каждую пару звезд телескопов и измерением угла между
ними (рис. 9.12). Недостатком является большая сложность спутника, так
как необходимо применять системы высокоточного наведения телескопов
и измерять углы между ними.
Может использоваться телескоп и подвижное полупрозрачное зеркало
(рис. 9.13). Телескоп наводится на опорную звезду и держит ее изображение
в фокальной плоскости. Полупрозрачное заркало осуществляет наложение
изображения другой звезды на изображение опорной. Угол поворота
зеркала дает информацию о взаимном угловом положении изучаемых звезд.
Наиболее просто реализуем принцип измерения взаимного углового
Положения звезд, в основе которого лежит измерение времени
прохождения их через узкую щель телескопа при его равномерном вращении вместе
с КА (рис. 9.14). При этом период обращения точно определяется на основе
измерения повторного появления звезд.
'4- 1391
f
Научные косАические комплексы 410
Погрешность такого метода определяется шириной щели, ошибками
фиксации момента вхождения в нее изображения звезд и неравномерного
вращения спутника за счет влияния внутренних и внешних возмущающих
сил. Последние вызываются подвижными деталями приборов,
перемещениями жидкости в трубопроводах, колебаниями жидкости в емкостях,
воздействием проводников электричества при прохождении в них тока. Внешними
факторами, вызывающими изменение вращения спутника, могут быть
сопротивление атмосферы, давление света, магнитное поле Земли.
Возможность многократного измерения за несколько периодов
вращения спутника позволяет значительно скомпенсировать влияние этих слуй
чайных факторов. I
Установка нескольких телескопов на такой спутник может расширитЯ
охватываемую область картирования. Кроме того, использование несколЛ
ких телескопов с хорошо известным взаимным угловым расположением
визирных осей дает возможность повысить точность обработки результатом
за счет использования корреляционных связей между измерениями. Щ
Возможно высокоточное определение их сферических координат, если
удается отождествить рентгеновские или гамма-источники с объектами,
излучающими в радиодиапазоне. В этом случае могут быть использованы ра-
диоинтерферометрические методы измерений. Для этого радиосигнал от
источника принимается несколькими антеннами, разнесенными на
значительные расстояния, сравнимые с астрономической единицей. Одна из антенн,
может быть размещена на Земле или низкоорбитальном спутнике, другая
(или другие) - на космическом аппарате, движущемся по геоцентрической
или гелиоцентрической орбите.
9.2. ИССЛЕДОВАНИЕ СОЛНЦА И ПЛАЗМЕННЫХ СРЕД
Особое место среди астрофизических объектов занимает Солнце как
ближайшая и наиболее доступная для исследования звезда. Изучение
природы и механизмов его процессов необходимо для понимания структуры
и процессов в недрах Солнца и в целом астрофизических процессов,
происходящих во Вселенной. С изменением активности Солнца связаны
изменения радиационной обстановки в околоземном космосе, вариации
плотности верхней атмосферы Земли, урожайность сельскохозяйственных
культур, заболеваемость людей и вообще климат биосферы в целом. Поэтому
изучение Солнца является важной задачей в научном и практическом плане.
Исследование Солнца с помощью ракетных зондов и космических аппаратов
во всех диапазонах спектра помогает понять природу рентгеновских
вспышек, их динамику, получить фактический материал по циркуляции
вещества под фотосферой для формирования представления об ее механизме;
определить структуру и физические характеристики магнитных полей Солн-
Астрофизические космические комплексы 411
I 1500 им
7 6
Рис 9.15. Физические характеристики слоев Солнца:
1 - фотосфера: р = 2 • 10"' г/см3; Г = 6000 К; р = 0,1 • 105 Па; п = 1017 см^; ДЯ =
= 100 км; 2 - хромосфера; р = 3 ■ 10"" г/см3; Г = 10 000 К; р = 10"1 Па; п =
= 10" см'3; 3 - внутренняя корона; р = 10"" г/см3; Т = 1,6 • 10* К; р = б Па;
п = 3 ' 10s см"3; 4- "холодный" слой (переходный слой); 5 - нижняя
хромосфера со сравнительно однородным газом; б - нижнее основание конвективной зоны;
р = 10"2 г/см3; Т = 106 К; р = 101 Па; 7 - зона энерговыделения; р = 2 ■ 10* г/см3;
Г=14- 106 К; р = 4- 1016 Па
ца, понять механизм солнечной активности и вообще природу звездной
в том числе и солнечной энергии.
Много измерений из космоса уже проведено. Особую ценность
представляют результаты наблюдений в ультрафиолетовом и рентгеновском
диапазонах. Ультрафиолетовые космические наблюдения дополняют наземные
оптические и дают информацию о структуре газовых образований в
поверхностной части Солнца и их динамике; рентгеновские наблюдения дали
совершенно новые данные о характере излучения Солнца в этом диапазоне и,
в частности, о взаимосвязи интенсивности рентгеновского излучения
различных областей Солнца с распределением интенсивности магнитных полей
в атмосфере.
Задачи исследования Солнца с помощью космических средств сводятся
к решению следующих основных проблем: определению химического
состава верхних слоев Солнца, исследованию механизмов генерации и
переноса энергии в них, образования солнечного ветра, солнечной
активности (рис. 9.15). Решаются они в основном наблюдением за процессами
(табл. 9.4) в верхних слоях Солнца с помощью разнообразной аппаратуры
Дистанционных измерений.
Информация об относительном содержании химических элементов
необходима для анализа наблюдаемых на Солнце процессов и разработки
их физических моделей. Кроме того, она необходима для космогонии
относительно уточнения представлений об эволюции нашей Галактики и
Вселенной. Прежде всего важно выяснить соотношение количества гелия и
водорода, что определяет понимание процессов энерговыделения во
внутренних слоях Солнца, а также количество тяжелых элементов, являющихся
Научные космические комплексы
412
Таблица 9.4. Характеристики процессов на Солнце и требования к аппаратуре наблюдены
Объекты
исследования
Структура
конвективной зоны
Характерный
размер,
км
суперструктура 400-10'
супергранулы
ЗОЮ'
гранулы 500
субгранулы 200
Фотосфера
пятна фотосферы
10*
гранулы 300
пятен
полутени пятен, 300
волокна
фотосферные 5-104
факелы
Фигура фотосферы
и ее эволюция
Элементы
хромосферы
1,4-10'
сетка 200-103
факел 5-104
спикулы 1000
вспышка 50-10'
Элементы короны
протуберанцы 5-10'
конденсации 10'
корональные 10'
"дыры"
полярные "ще- 10*
точки"
корона 3-10'
Длительность
процесса
10 сут.
1 сут.
5 мин
1 мин
10 сут.
15 мин
30 мин
30 сут
постоянно
1 сут.
80 сут.
Змин
1ч
150 сут.
100 сут.
Дислокация
на
верхности
везде
везде
везде
везде
±40°
в
пятнах
в
пятнах
±40°
циск
везде
±40°
вдоль
хромо-
:фер-
ной
X ТКИ
*40°
t40°
t40°
125 сут. полюса
дичность
наблюдения
2 сут.
6ч
1 мин
Юс
2 сут.
3 мин
5 миН
5 сут.
1 сут.
6ч
15 сут.
1 мин
15 мин
30 сут.
20 сут.
25 сут.
1 год полюса 3 мес.
постоян- вокруг
но диска
1 сут.
У
-
-
-
-
-
-
-
—
-
-
1
—
-
-
-
-
X
-
-
—
-
-
-
—
_
-
-
1
_
—
-
-
1
Число каналов
УФ
—
_
1
1
1
—
—
1
1
1
В
1
1
1
1
1
1
1
—
1
1
1
1
—
1
1
1
ик
свч
р
_ _ _
-
} - 1
1
1 - Щ.
ж
- щ
ш
~ Ш
Я
щ
я
Я
~ - Л
- - Шг
ш
я
1Н
Щш
3 Л
ш
1 Л
3 3 Я
я
я
_ - -Я
"Ш
3 Щ
Щ
продуктами ядерных реакций стадий формирования Солнца как звезды.
Спектрометрические измерения должны проводиться в различных
областях видимой части Солнца и с высокой точностью с тем, чтобы получить
достоверную информацию о количестве газов, относительное содержание
которых на 10 ... 20 порядков меньше водорода.
i
Астрофизические космические комплексы
413
Разрешение, км
У
X
УФ
в
ик
свч
р
Спектрометрия,
разрешение, R, км
Поляри-
метрия
50
20
310'
50
50
2104
50
30
5-10'
50
50
210*
-
10*
50
50
_
R = 10'
R = 10*
10
- 2-Ю4
- 100
10-Ю' 15-Ю3
20-Ю3
_ _
- 510*
- -
10' 10«
2-Ю4
100
10-10'
10'
104
2-10'
10'
-
151
210
-
3-10
10'
15-10'
3-Ю4
10'
з-ю4
10«
Я = 7104
+
+
При выявлении механизма генерации энергии наблюдения с
космических аппаратов дают возможность проводить высокоточные измерения
солнечной постоянной и решить проблему степени ее стабильности по
времени. Эти наблюдения проводятся во всем спектре электромагнитного
излучения.
Научные космические комплексы
414
Наблюдение активных участков поверхности дает возможность
расширить представление о размерах турбулентного слоя и происходящих в нем
процессах и тем самым уточнить механизм передачи энергии излучения
ядра к поверхностным слоям Солнца. Кроме этого, необходимы
наблюдения за гранулами и субгранулами поверхности аппаратурой видимого и
инфракрасного диапазонов с высокими характеристиками по разрешению
(до 20 км) и с высокой периодичностью (до 10 с) с тем, чтобы иметь
возможность проследить эволюцию этих элементов, их взаимосвязь, оценить
глубину их распределения и влияния на более крупные образования
конвективной зоны - суперструктуры и супергранулы. Эти более крупные
образования имеют более длительный срок жизни (10 и 1 сут.
соответственно) и поэтому их наблюдения могут быть более редкими (один раз в
2 сут. и 5 ч соответственно). Очертания границ этих образований из-за иха
малой контрастности целесообразно определять с помощью высокоточ!
ной спектрометрической аппаратуры; структуру и напряженность магнит!
ного поля — поляриметрической аппаратурой; характер движения газов -I
доплеровской аппаратурой. Все это вместе взятое дает информацию, спо!
собствующую уточнению представлений о трансформации энергии излуче!
ния ядра в энергию движущегося вещества конвективной зоны, когда каж!
дый элемент выносит свой запас вещества прямо наружу, о создаваемо^
турбулентным движением газа шуме в виде низкочастотных звуковых!
колебаний (механическая энергия) и гравитационных волнах, которые!
генерируются в нижних слоях фотосферы проникающими туда конвектив!
ными потоками. щ
Фотосфера может наблюдаться в ультрафиолетовом, видимом и ин"
фракрасных диапазонах. Определение взаимосвязи между интенсивностью,
временем и длиной волны излучения слоев фотосферы и их высотой и
положением на диске Солнца позволяет определить физическое состояние
вещества в каждой точке: температуру, плотность, давление, степень
возбуждения и ионизации, скорость, напряженность и направление электрического
и магнитного полей, что позволяет судить о механизмах формирования
фотосферы, передачи энергии от конвективной зоны через излучение в
межпланетное пространство и через звуковые и гравитационные волны в
хромосферу и корону. Кроме того, наблюдение за фотосферой позволяет уточнить
характеристики ее колебаний в вертикальном и горизонтальном
направлениях и тем самым уточнить механизм нелучистого (звукового и
гравитационного) способа передачи энергии от конвективной зоны.
Наблюдение хромосферы в ультрафиолетовой и видимой областях
спектра спектрометрической и поляриметрической аппаратурой
позволяет установить взаимосвязь физических параметров нижних слоев
конвективной зоны и фотосферы и выявить закономерности интенсивного
разогрева газов с ростом высоты, вызываемого звуковыми, гравитационными
и магнитогидродинамическими волнами. Наблюдения за упорядоченной
п
Астрофизические космические комплексы
415
структурой магнитных полей хромосферы позволяют уточнить ее связь с
хромосферной сеткой и со спикулами и выявить роль последних в
механическом нагревании атмосферы Солнца.
Солнечная корона наилучшим образом может наблюдаться в
рентгеновской и далекой ультрафиолетовой областях и в радиодиапазоне. Эти
наблюдения дают возможность проследить диссипацию нелучистой энергии
в менее плотных верхних слоях атмосферы Солнца и уточнить
представление о механизме образования солнечного ветра как следствия действия
собственного градиента давления в направлении, противоположном
действию солнечной гравитации. Кроме того, корональное вещество может
исследоваться непосредственно с помощью зондов, откуда могут быть
определены такие его характеристики, как химический состав, скорость
движения и магнитное поле.
Солнечная активность проявляется в виде темных пятен, окруженных
факелами, протуберанцев, активных образований в короне и вспышек.
Эти явления, сложные сами по себе, имеют между собой тесную
взаимосвязь. До настоящего времени не до конца определен состав основных
факторов, ответственных за активность (магнитное поле, неоднородность
вращения Солнца), и неясны многие детали механизма солнечной
активности.
Для решения этой проблемы необходимы систематические
наблюдения высокоточной аппаратурой за процессами в фотосфере, хромосфере
и короне в периоды солнечной активности. Прежде всего необходимы
наблюдения за пятнами солнечной поверхности как наиболее характерными
видимыми проявлениями активности. Получение информации о времени
и месте их зарождения и развития, о траектории движения пятен по диску
Солнца и времени последующего их исчезновения возможно с помощью
аппаратуры ультрафиолетового, видимого и инфракрасного диапазонов
при сравнительно низком разрешении на диске Солнца (порядка
нескольких тысяч километров). Также сравнительно невысокой допустима
периодичность наблюдения — около двух суток. Напряженность магнитного
поля и его полярность могут быть определены на основе
поляриметрических наблюдений.
Существенно более высокие требования (разрешение до 50 км,
периодичность 3 ... 5 мин) предъявляются к аппаратуре для наблюдения за
тонкой структурой пятен - гранулами, полутенью и волокнами, что
позволяет получить представление и о тонкой структуре магнитного поля пятен.
Кроме того, это дает возможность заглянуть в более глубокие слои
конвективной зоны за счет меньшей плотности и большей прозрачности газа
в тени пятен и тем самым уточнить сведения о характере движения в этой
зоне материи.
Для определения протяженности активной области используются
данные наблюдений фотосферных и хромосферных факелов. Они появляются
Научные космические комплексы
416
раньше и исчезают позже пятен, и потому требования по периодичности
здесь менее жесткие (5 ... 15 сут.), чем для пятен. Также менее жестки
требования по разрешению к аппаратуре ультрафиолетового и видимого
диапазонов.
Более поздними проявлениями активности Солнца являются
протуберанцы, конденсации и вспышки, появляющиеся на 10 ... 15 дней после
пятен. Их наблюдение дает возможность проследить за эволюцией
магнитных полей активной области и выявить механизмы диссипации магнитной
энергии в солнечной атмосфере. Эти образования имеют значительные
размеры и потому не требуют высокого разрешения от аппаратуры
наблюдения. По периодичности высокие требования предъявляются со стороны
быстротечных вспышек — до 15 мин.
С активностью Солнца связаны изменения в параметрах солнечного
ветра (имеются в виду химический состав), напряженности магнитного
поля и скорости движения частиц. Это оказывает существенное влияние на
магнитосферу, ионосферу и биосферу Земли. Исследование взаимосвязи
явлений на Солнце и на Земле (так называемых солнечно-земных связей)
требует одновременности наблюдений за процессами на Солнце и в его
атмосфере, изменений характеристик солнечного ветра и магнитосферы
Земли и, наконец, за последствиями на самой Земле.
Полная энергия радиации Солнца несет информацию о всех
происходящих на нем процессах. Длительная и высокоточная регистрация потока
изучения может выявить наличие его динамизма во времени, а
следовательно, в конце концов может привести к обнаружению эволюции Солнца
как источника энергии. Кроме того, высокоточное определение солнечной
постоянной (полное количество энергии радиации Солнца, проходящее
через площадку в 1 см2 за одну минуту) важно для астрономии, где
Солнце принято за единицу измерения светимости астрофизических объектов.
В межпланетном пространстве движутся потоки плазмы солнечного
ветра, потоки протонов и электронов высоких энергий солнечных
космических лучей, частиц материи различной дисперсности. Кроме того, оно
заполнено электромагнитным излучением Солнца и звезд и пронизывается
галактическим космическим излучением. Исследование межпланетной
среды позволяет установить закономерности ее формирования и связи
прежде всего с процессами на Солнце.
Ракетные зонды и космические аппараты позволяют проводить
исследование межпланетной среды контактными и дистанционными методами.
Так, было экспериментально подтверждено наличие стационарного потока
частиц от Солнца (солнечного ветра), обнаружены ударные волны в
межпланетном пространстве, возникающие вследствие выброса вещества при
мощных вспышках и при испускании высокоскоростных потоков плазмы
из Солнца. На основе данных космических исследований получила
экспериментальное подтверждение гипотеза о непрерывно расширяющейся сол-
Астрофизические космические комплексы
417
нечной короне, предложенная до начала космических исследований;
построена эмпирическая классификация ударных волн; разработана модель
межпланетного магнитного поля.
Солнечный ветер представляет собой расширяющуюся со скоростью
400 км/с плазму солнечной короны, состоящую из разреженного потока
электронов и ионов с энергией от единиц до 10 кэВ, пронизываемую
потоками солнечных частиц больших энергий (более 10 МэВ). Для изучения
механизма формирования и распространения солнечного ветра необходимо
определить ионный состав, плотность, энергетический спектр его частиц,
условия выхода частиц из Солнца и возможность их хранения в области
генерации, характер взаимодействия частиц с неоднородностями
магнитного поля, структуру и характер взаимодействия плазменных волн с
частицами (табл. 9.5).
Межпланетное магнитное поле формируется плазмой солнечного ветра..
Оно имеет секторную структуру и вращается с угловой скоростью Солнца
вокруг своей оси. В плоскости эклиптики размеры секторов составляют в
среднем 100° (рис. 9.16). Каждый из них ометает Землю за 6 ... 7 дней.
Основными характеристиками магнитного поля являются модуль и
ориентация вектора напряженности. Для уточнения межпланетного магнитного
поля, исследования его эволюции и взаимосвязи с параметрами
солнечного ветра необходимы измерения напряженности как в плоскости
эклиптики, так и вне ее. При напряженности поля в 1у на расстоянии 1 а. е.
допустима погрешность измерения по модулю ОДу.
Солнечные космические лучи составляют высокоэнергетическую часть
корпускулярного излучения Солнца и представляют собой потоки
протонов и электронов с энергией от нескольких десятков кэВ до
нескольких сотен МэВ. Основными
измеряемыми характеристиками являются
энергетический спектр частиц и
интенсивность их потока. Погрешности
измерения допустимы в пределах 15 %.
На орбите Земли плотность
пылевых частиц составляет 10"24 г/см3.
По мере удаления от Солнца она
убывает. Предполагается, что основными
ее источниками являются рассеянное
вещество комет и продукты
дробления астероидов и метеоров.
Поэтому изучение массового спектра час-
Направление силовых линий
магнитного поля
Рис. 9.16. Схема секторной структуры
межпланетного магнитного поля в периоды
малой солнечной активности
Орбита
Земли
Силовые линии магнитного поля,
вдоль ноторых происходит
истечение солнечной плазмы
Таблица 9.5. Задачи и требования к аппаратуре исследования межпланетной среды
1
Объекты исследования
Требуемая
точность
измерения, %
Измеряемые
параметры
Аппаратура
Чув ствите льно сть
Диапазон изменения измеряемых
величин
на расстоянии 1 а. е.
зависимость
от
расстояния до
Солнца
Солнечный ветер
Спокойный солнечный
ветер
10
Химический Цилиндр Фа-
состав, плотность, радея, зонды Ленг-
температура мюра
Возмущенный
солнечный ветер
10
Тоже
Тоже
Магнитное поле
Магнитное поле при
спокойном Солнце
0,1
Магнитное поле
при различных уровнях
солнечной активности
Космические лучи
Солнечные
космические лучи
0,1
15
Напряженность магнитного
поля, ориентация
вектора
^^^Н^
Тоже
Магнитометры:
магни то
механический
индукционный
магнитонасы-
щенный
магнитооптический
электронный
протонный
Тоже
lOOy
10-* у
17 ^М
17
107
17
—
Скорость
V = 400 км/с
Плотность
р = 101/см2
Температура
Гер ионов = 10" К
Температура Т^
электронов =105 К
Скорость
У= 1600 км/с
Плотность
р = 1001/сма
Температура Тт
ионов = 5-10" К
Температура Tq,
электронов = 5- 105 К
57
Слабая
я» Г"4
Слабая
Слабая
Нг~г*
Нг
ДО 50 т
Галактические
космические лучи
20
Счетчик
Гейгера-Мюллера; ядерная
фотоэмульсия;
метод треков
Счетчик овый
телескоп
Электромагнитное
излучение Солнца
Энергетический спектр 1
солнечного излучения
Энергетический спектр
протонов и электронов,
интенсивность
потока
Химический
состав,
энергетический спектр,
интенсивность
потока
Энергия в Радиометры;
разных диапазо- ионизационно-
нах счетчиковая
аппаратура
Энергия:
10 кэВ ... 100 МэВ
Интенсивность:
протонов
103 см-'-с-'-ср-1
электронов
104-см-а-с-1-ср-1
для Е > 40 кэВ
Энергия
1010 ... 1020 эВ
Солнечная
постоянная (1373 ±20) Вт/м2
Распределение
потока по диапазонам
волн
Х^Д/=Ю"5 %
УФ-Д/= 1,3%
В^ Д/=46%
ИК^Д/=99,8%
Р->Д/=0,2%
Научные космические комплексы
420
тиц и траекторий их движения может дать дополнительную информацию об
эволюции тел Солнечной системы.
Космические аппараты для исследования Юпитера и Сатурна
позволили установить, что плотность метеорного вещества в пространстве между
орбитами Земли и Сатурна практически постоянна. Это опровергло
существовавшее ранее предположение о повышенной метеорной опасности в
поясе астероидов, расположенном между орбитами Марса и Юпитера.
Наиболее полная картина о межпланетном пространстве может быть
получена, если будет проводиться длительное одновременное наблюдение
его параметров в достаточно большом числе точек, равномерно
распределенных относительно Солнца. Совместно с данными о процессах на Солнце
такая информация позволила бы построить динамическую модель
изменения компонент межпланетного пространства и осуществлять надежное
прогнозирование его характеристик в зависимости от деятельности
Солнца. Менее точная модель может быть построена на основе отдельных
кратковременных наблюдений. Целесообразно, чтобы они проводились по
возможности в большем количестве точек и над разными областям^
Солнца. _
Концентрация электронов низких энергий может быть определена с|
помощью сферического зонда Ленгмюра (рис. 9.17).
Для этого необходимо получить вольт-амперную характеристику
зонда, что позволяет определить концентрацию, температуру электронов и
потенциал пространства (плазмы).
При исследовании потока частиц высоких энергий (электронов или
ионов) с приемника частиц (анода) возникает вторичная электронная
эмиссия. Величина этого тока можзт быть весьма значительной и соизмерима
с током электронов высоких энергий и даже превосходить его. Потому
требуется его измерение и учет.
Сети а
Сетка
Сетка
Рис. 9.17. Схема сферического зонда Ленгмюра для электронов низких энергий
Рис. 9.18. Схема сферического зонда Ленгмюра для электронов высоких энергий
Астрофизические космические комплексы
421
Анод
ЧФН2Н
Сетна
Рис 9.19. Схема цилиндрического зонда
Ленгмюра для электронов низких
энергий
Антидинатронная
сетка
Сетка Сетка
Рис. 9.20. Схема цилиндрического зоида
Ленгмюра для электронов высоких
энергий
Для этого предусматривается динатронная сетка (рис. 9.18). Она
располагается в непосредственной близости от анода и создает электрическое
поле, достаточное для задержания и возвращения на анод вторичных
электронов. Измерение тока в цепи анода и динатроннои сетки дает возможность
определить ток эмиссии и затем учесть его.
Функция распределения концентрации электронов по энергиям частиц
в этом случае может быть определена на основе измерений с
использованием задерживающего потенциала.
Ориентация потока электронов может быть определена с помощью
цилиндрического зонда (рис. 9.19 и 9.20). Схема его работы аналогична
сферическому зонду, направленность исследуемых электронов
обеспечивается использованием экранирующего цилиндра, внутри которого
размещаются анод и сетки.
Для определения концентрации ионов (положительно заряженных
частиц) используется цилиндр Фарадея (рис. 9.21). По принципу работы
он аналогичен цилиндрическим зондам и различается знаком зарядов
анода и сеток. Энергия исследуемых частиц не превышает 500 эВ.
Антидинатронная сетка
Аноды \ Сетка
Передатчик
с^гь\
Рис. 9.21. Схема цилиндра Фарадея
4>V
"ы*—*-" Исследуемая
Приемник область
ионосферы
Рнс. 9.22. Схема радиопросвечивания
Научные космические комплексы
4.
Плазменная
среда
Плазменные образования
1 ^*^ к
Локационное
устройство
Рис. 9.23. Схема радиозондирования
Рис. 9.24. Схема радиолокационного
исследования неоднородностей ионосферы
Приемник Передатчик Приемнин
Концентрация заряженных частиц плазменных сред может быть
определена радиопросвечиванием (рис. 9.22). Для этого передатчик и
приемник радиоизлучения располагаются по разные стороны исследуемой
области ионосферы и измеряются уровень принимаемого сигнала и степень
рефракции. Они различны для различных уровней концентрации заряженных
частиц. Использование нескольких частот при радиопросвечивании
позволяет с большей достоверностью определить суммарную концентрацию
ионов.
Концентрация заряженных частиц может быть определена на основе
исследований отраженных от них радиосигналов или радиозондированием.
Критическая частота (наибольшая из частот, при которых наблюдается
прием отраженного от исследуемой среды радиосигнала) дает
представление о суммарной концентрации ионов среды. Исследовательская
аппаратура представляет собой радиолокационное устройство работающее в
диапазоне частот, соответствующем ожидаемой суммарной концентрации
ионов в среде (рис. 9.23).
Использование нескольких локаторов или же одного передатчика и
нескольких приемных устройств (рис. 9.24) позволяет исследовать
неоднородность ионосферы.
Для исследования магнитного поля могут быть использованы
магнитометры следующих типов: магнитомеханические, индукционные, магнито-
насыщенные, магнитооптические, электронные и протонные.
Магнитомеханические магнитометры основаны на том же принципе, что и обычные
компасы. Они позволяют определить ориентацию вектора напряженности
магнитного поля.
Напряженность магнитного поля может быть определена с помощью
индукционного и магнитонасыщенного магнитометров. Их действие
основано на возбуждении ЭДС при пересечении индукционной катушкой силовых
линий исследуемого магнитного поля. Использование ферромагнитного
сердечника позволяет повысить эффективность работы магнитометра.
Для определения ориентации силовых линий используются три магни- |
Астрофизические космические комплексы
423
Натод
Электронно-вакуумная
тР*бна Анод
£
Z^
JL
е£=е1
Вектор напряженности
магнитного поля
Рис. 9.25. Схема электронного
магнитометра
Поляризатор
ИсточникА, Магнитоаити
света " веществе
О
Чувствительный
элемент
вное
веществе»
\ ■
h
7 ■*<
Поляризатор
Вентор напряженности
магнитного попя
Рис. 9.26. Схема магнитооптического
магнитометра
тометра, ортогонально ориентированных относительно друг друга. При
движении их вместе со спутником через силовые линии магнитного поля
в каждом из них возбуждается ЭДС. Величина ЭДС будет определяться
помимо напряженности Н магнитного поля, скорости V и относительного
расположения векторов Яи К еще и ориентацией магнитометра. Тариро-
вочные данные позволяют по данным трех магнитонасыщенных магнито-
~*
метров определить компоненты вектора Н.
Электронный магнитометр (см. рис. 9.25) позволяет один определить
напряженность и ориентацию силовых линий магнитного поля. Здесь
используется принцип отклонения электронов лучевой трубки в магнитное
поле. Измерение величины отклонения дает возможность определить
напряженность магнитного поля, измерение направленности отклонения —
ориентацию силовых линий.
Компоненты вектора напряженности с высокой точностью могут быть
определены с помощью магнитооптического и протонного магнитометров.
Магнитооптический магнитометр (рис. 9.26) основан на принципе Фарадея,
согласно которому в магнитоактивных веществах происходит поворот
плоскости поляризации электромагнитного излучения. Магнитоактивное
вещество размещается между двумя поляризаторами, плоскости
поляризации которых ортогональны. Поэтому свет от источника не проходит
на фоточувствительный элемент. Исследуемое магнитное поле,
воздействуя на магнитоактивное тело, вызывает поворот плоскости
поляризации света, который может быть зарегистрирован приемным устройством.
При этом величина сигнала пропорциональна напряженности
магнитного поля и ориентации его силовых линий относительно магнитометра.
Измерения при различной пространственной ориентации магнитометра
позволяют определить величину и направление вектора напряженности Я.
В оптических магнитометрах могут использоваться в качестве магни-
тоактивного вещества инертные газы или пары щелочных металлов
(рис. 9.27). Эти газы освещаются когерентным светом, длина волны
которого совпадает с длиной волны излучения этих газов, что обеспечивает
Научные космические комплексы
424fe
возбуждение атомов газа и их круговую поляризацию. Исследуемое
магнитное поле вызывает прецессию этих атомов и, следовательно, изменение
прозрачности газа. Это изменение регистрируется фоточувствительным
элементом как изменение освещенности, которое пропорционально
напряженности магнитного поля и его ориентации относительного
магнитометра.
Протонный магнитометр может быть основан на эффекте спинового
эха или на изменении резонансного поглощения электромагнитного
излучения (рис. 9.28). В первом случае протоносодержащее вещество (напри-,
мер, вода) облучается постоянным магнитным полем, что обеспечивает-
постоянство ориентации магнитных моментов протонов. Затем
постоянное поле убирается и измеряется ЭДС в индукционных катушках,
вызываемая спиновым эффектом за счет возникновения переменного
магнитного поля от протонов, магнитные моменты которых переходят из
ориентированного состояния в хаотическое. Эта ЭДС будет различной при
воздействии различных по напряженности и ориентации силовых линий
исследуемого магнитного поля.
Во втором случае используется свойство постоянного магнитного по-;
ля изменять частоту ядерного магнитного резонанса протоносодержаще-
го вещества. В качестве такого вещества может быть использована вода/
соответствующие резонансные частоты которой известны. Различным век-
->
торам напряженности Я будут соответствовать различные резонансные
-*
частоты. Поэтому определение компонент вектора Я в какой-либо
области может быть сведено к поиску резонансных частот при различных
угловых положениях магнитометра в пространстве.
Схематично (рис. 9.29) магнитометр можно представить как
колебательный контур, в магнитное поле индукционной катушки которого
помещается сосуд с водой. С помощью генератора переменной частоты и
конденсатора переменной емкости отыскивается резонансная частота протонов
Нолба с парами цезия
Фотоэлемент
Вектор напряженности
магнитного поля
|кщщ!
1 Соленоид
Сосуд с прото-
_—п носодержащеи
linid жидкостью
Вектор напряженности
исследуемого магнитного поля
Рис. 9.27. Схема магнитооптического
магнитометра
Рис 9.28. Схема протонного
магнитометра с использованием эффекта
спинового эха
Астрофизические космические комплексы
425
10 102 Г.сут
Рис. 9.29. Схема магнитометра с
использованием ядерного магнитного резонанса
Рис. 9.30. Точки, соответствующие
рассматриваемым задачам по разрешению и
оперативности наблюдения процессов
поверхности Солнца
воды при взаимодействии
исследуемого магнитного поля
напряженностью Я, например, как увеличение
нагрузки по амперметру.
Исследование Солнца
проводится наблюдением его в тех же
диапазонах спектра электромагнитного
излучения, что и при исследованиях
галактических и внегалактических объектов. Но в этом случае из-за
существенно больших энергетических уровней сигналов и угловых размеров
Солнца допустимо использование менее сложной научной аппаратуры. Кроме
того, существенное значение для изучения Солнца имеет информация о
химическом составе и энергетическом спектре его корпускулярного
излучения, а также о напряженности и направленности магнитного поля в
межпланетном пространстве.
На рис. 9.30 в координатной плоскости "разрешение на диске
Солнца — периодичность наблюдения Г" нанесены точки (R, Т),
соответствующие рассматриваемым задачам исследования Солнца. Видно, что эти
точки распределены неравномерно на плоскости "R-T', а основное их
количество сосредоточено в двух областях, одна из которых соответствует
Малым значениям разрешения R и периодичности Т, другая — большим
«и Т.
В связи с этим исследования Солнца космическими средствами могут
быть также разбиты на две группы. Одна включает космические
комплексы для детального квазинепрерывного, другая — космические комплексы
Для обзорного оперативного наблюдения процессов на Солнце.
Научные космические комплексы
4.
Космические аппараты детального наблюдения содержат телескопы
с высокими характеристиками по разрешению (до 20 км на диске Солнца
или 0,03" при расстоянии 1 а. е.). Эти телескопы должны практически
непрерывно (с интервалами до 10 ... 150 с) вести наблюдение эа процессами,
имеющими продолжительность до 30 мин.
Космические аппараты обзорного наблюдения оборудуются менее
технически сложной научной аппаратурой, обладающей меньшей
разрешающей способностью (до 1000 км на диске Солнца, или l" при расстоянии
1 а. е.). Поле зрения аппаратуры должно быть таким, чтобы захватывался
весь диск Солнца вместе с короной. Периодичность наблюдения должна
быть порядка 6 ч.
Получаемая информация от КА обзорного наблюдения, помимо
самостоятельного значения для исследования Солнца, является исходной для
выявления процессов, изучение которых целесообразно с помощью КА
детельного наблюдения.
Исключение составляет задача обнаружения и изучения вспышек в
хромосфере. Использование КА обзорного наблюдения с периодичностью
в 6 ч в этом случае (см. табл. 9.4) приведет к тому, что подавляющее их
количество будет не зарегистрировано, а зарегистрированные вспышки не
смогут наблюдаться многократно и поэтому не будут тщательно изучены.
Для полного решения этой задачи необходима периодичность наблюдения
порядка 15 мин.
С баллистической точки зрения возможны следующие способы
построения космических комплексов детального и обзорного наблюдения
за Солнцем, различающиеся расположением космических аппаратов на
орбитах: околоземных, гелиоцентрических в плоскости эклиптики,
гелиоцентрических вне плоскости эклиптики и в точках либрации Земля -
Солнце (рис. 9.31).
Размещение космических аппаратов на околоземных орбитах
наиболее выгодно с точки зрения сокращения
энергетических затрат на выведение,
удобства управления и передачи научной
информации. Однако в этом случае не может
наблюдаться одновременно вся поверхность
Солнца и требуется использование
больших телескопов для детального наблюдения
в связи со значительностью расстояния
Земля — Солнце.
Рис. 9.31.
Земля:
чивые точки
Точки либрации системы Солнце
- неустойчивые точки; LA,Li - усто"
Г
Астрофизические космические комплексы 427
Гелиоцентрические орбиты позволяют организовать наблюдение всей
поверхности Солнца одновременно. При этом возможно уменьшение
расстояния космический аппарат — Солнце до десятых долей
астрономической единицы. Для осмотра полярных областей необходимо запускать
космические аппараты на гелиоцентрические орбиты, плоскости которых
составляют значительный угол (до 90°) с плоскостью эклиптики.
Использование гелиоцентрических орбит связано со значительными
энергетическими затратами на выведение, трудностями управления и
передачи информации, обусловленными значительностью расстояний и
помехами радиоизлучения Солнца при сближении линий Земля — космический
аппарат и Земля - Солнце.
Запуск на внеэклиптические орбиты без гравитационного маневра
требует существенных затрат энергии ракеты-носителя (при угле наклона
орбиты к плоскости эклиптики 30° требуется создание дополнительной
характеристической скорости около 15 км/с). Использование
гравитационного маневра позволяет существенно сократить энергетические затраты
и свести их к величинам, необходимым для полета к планете, в поле
тяготения которой проводится гравитационный маневр (для Юпитера эта
величина составляет около 6,5 км/с). Однако в этом случае может
существенно возрасти время выведения на орбиту за счет необходимости
предварительного полета к этой планете и последующего возвращения к
Солнцу.
В либрационных точках системы Земля — Солнце обеспечивается
постоянство условий наблюдения. В этом случае может быть получено
стереоскопическое изображение его образований, сопровождающих происходящие
в конвективной зоне, фотосфере и хромосфере процессы. Однако такое
размещение сопряжено с трудностями управления движением, обусловленными
малыми значениями допустимых отклонений скорости от требуемых, при
которых реализуется устойчивое движение космических аппаратов в
окрестности точек либрации. Кроме того, размещение космических аппаратов в
устойчивых точках либрации L4 и £5 не позволяет, как это видно из
рисунка, осуществить наблюдение всей поверхности Солнца.
Измерение характеристик плазмы солнечного ветра проводится
контактным методом. Каждый из космических аппаратов дает информацию о
плазме, расположенной в непосредственной близости от него. Поэтому
для зондирования отдельных областей межпланетного пространства
необходимо, чтобы траектория космического аппарата, оборудованного
соответствующей научной аппаратурой, проходила через эту область. Задача
может решаться как с помощью специализированного, так и попутно
космическими аппаратами другого назначения, траектории которых
проходят через исследуемые районы межпланетного пространства. Такому по-
Путному использованию способствует малая масса, габаритные размеры,
энергопотребление научной аппаратуры исследования плазмы, а также прос-
Научные космические комплексы 42
тота ее управления и малый объем научной информации, передачу которо"
необходимо проводить с помощью штатных систем связи.
Наряду с космическими аппаратами для наблюдений за Солнцем
могут использоваться ракетные внеатмосферные зонды. Они дают возможность
ценой малых энергетических затрат вывести за пределы атмосферы
аппаратуру дистанционного наблюдения Солнца и вернуть на Землю результаты
измерений в виде экспонированных образцов (пленки, мишеней),
запоминающих систем вместе с записями результатов измерений, и даже
сами приборы. Все это делает ракетные зонды сравнительно дешевым и м~
бильным средством исследования Солнца. Однако малое время
пребывания в космическом пространстве научной аппаратуры ограничивает
возможности ракетных зондов по решению научных задач исследования Солнца
и делает их использование целесообразным в тех случаях, когда требуется
провести кратковременные наблюдения уникальных явлений
специализированной аппаратурой.
Измерения межпланетного пространства с помощью одиночных
объектов позволяют получить отрывочные представления о происходящих в
нем явлениях. Для более глубокого изучения этих явлений и их
взаимосвязи с деятельностью Солнца необходима длительная совместная работа
аппаратуры наблюдения за Солнцем и измерений физических
характеристик межпланетного пространства. При этом целесообразно иметь
информацию о тех областях Солнца, которые ответственны за происходящие в
межпланетном пространстве явления, исследования которых проводятся
контактными методами.
Увеличение полноты охвата наблюдениями поверхности Солнца со
спутников, сокращение интервалов между наблюдениями и, главное,
увеличение числа объектов в межпланетном пространстве, осуществляющих
контактные измерения плазмы, способствует глубине и систематичности
исследования Солнца и межпланетного пространства.
При достаточно большом числе объектов появляется возможность
проследить за процессами от момента их зарождения в конвективной зоне
Солнца до развития в хромосфере, последующей эволюции в короне и
разрушения в межпланетном пространстве.
В состав астрофизических космических комплексов входят
следующие основные технические средства: космический аппарат,
командно-измерительный комплекс, система передачи, приема и предварительной
обработки информации.
Космический аппарат включает в себя научную аппаратуру для
фиксации излучений небесных объектов: систему управления для наведения
научной аппаратуры в исследуемую область небесной сферы,
радиотехнические устройства для запоминания и передачи на Землю полученной
информации, а также системы для обеспечения требуемого температурного
режима, электропитания и элементы конструкции.
Астрофизические космические комплексы 429
Наиболее благоприятными орбитами для контактных исследований
магнитосферы и происходящих в ней явлений являются планетоцентри-
ческие. Они обеспечивают наибольшее время пребывания космического
аппарата в пределах магнитосферы и регулярность наблюдений различных
ее областей. Эллиптические орбиты с большим эксцентриситетом
позволяют космическим аппаратам проходить через все области магнитосферы,
включая ее шлейф. Однако периодичность прохождений в этом случае может
быть сравнительно невелика. Повышение периодичности возможно за счет
увеличения числа космических аппаратов на таких орбитах и за счет
создания специальных аппаратов на более низких орбитах.
Помимо специализированных могут использоваться космические
аппараты, предназначенные для решения других задач, но траектории
которых проходят через магнитосферу планеты. Применительно к Земле зто
могут быть околоземные космические аппараты народнохозяйственного
назначения (связные, метеорологические и др.), научного назначения
(астрофизические, наблюдения за Солнцем) или аппараты для исследования
межпланетного пространства, Солнца, планет на участке отлета от Земли.
Одновременные измерения в магнитосфере планеты и наблюдения за
Солнцем позволяют выявить характер солнечно-магнитосферных связей и
исследовать их механизм и закономерности.
На Земле и в околоземном пространстве имеет место сравнительно
слабый гравитационный потенциал
U=-GHR~l <|-60км2с"21,
Это затрудняет проведение космических гравитационных экспериментов
в околоземном пространстве. Трудности обусловлены малостью величин,
характеризующих особенности взаимодействия гравитационного и
электромагнитного полей, предсказываемых теориями гравитации. Они находятся
или за пределами возможностей современных измерительных средств, или
же затенены большими по величине возмущающими факторами.
Так обстоит дело с прецессиями Де Ситтера (рис. 9.32), Шиффа
(рис. 9.33), Лензе-Тирринга (рис. 9.34). В них проверяется утверждение
общей теории относительности (ОТО) о том, что гравитационное поле,
создаваемое вращающимся телом, отличается от поля неподвижного тела.
Поэтому ось гироскопа должна прецессировать. Эта прецессия очень мала
и составляет по Де Ситтеру 7" в год, а по Шиффу 0,5" за тот же период
времени.
По ОТО прецессирует и узел орбиты спутника. Но скорость прецессии
составляет всего лишь 6 м за год. Реализация таких точностей измерения
в настоящее время проблематична.
В соответствии с релятивистской теорией гравитации академика А.А.
Логунова спутники движутся по траекториям, отличающимся от ньютоновских.
Но зто отличие стационарной орбиты составляет по высоте всего 48 см.
Научные космические комплексы \
Гироскоп
на НА
Рис 9.32. Схема измерения прецессии
Де Ситтера
Рис. 9.33. Схема измерения прецессии
Шиффа
Выделить эту величину на фоне возмущений от планет, колебаний назем-1
ных измерительных систем вместе с Землей и поверхностью пока проб-1
лематично.
Масса Солнца М@ = 2 • 103 3 на шесть порядков превышает массу Зем-1
ли Мф = 6 • 102 7 г. Вместе с тем радиус Солнца R@ = 0,7 • 108 м на два поряд|
ка превышает радиус Земли /?@
= 6,3 • 106 м. Поэтому
гравитационный потенциал околосолнечного
космического пространства (-2-105 км2 с-2)
на три—четыре порядка превышает
гравитационный потенциал
космического пространства около Земли
(-60км2 с-2),
Такой большой гравитационный
потенциал дает возможность проведения
эффективных гравитационных
экспериментов на основе использования
космических средств за счет существенного
возрастания величин характеризующих
особенности взаимодействия
гравитационного излучения с
электромагнитным и материей. Для этого науч-
Уход узлов
I орбит
/ ~6м/год Рис 9.34. Схема измерения прецессии Лен-
зе-Тирринга
Астрофизические космические комплексы 431
Рис. 9.35. Схема эксперимента по измерению искривления пути электромагнитного
излучения в гравитационном поле Солнца
Рис 9.36. Схема эксперимента по измерению задержки электромагнитного сигнала
ная аппаратура должна быть доставлена в окрестность Солнца и затем на КА
(солнечном зонде) и на Земле смогут быть проведены определения
необходимых величин. Так, могут быть измерены степень искривления траектории
электромагнитного излучения (рис. 9.35), время задержки
электромагнитного сигнала (рис. 9.36), показатель смещения частоты сигнала за счет
воздействия гравитационного поля (рис. 9.37).
Юпитер
Яп =2,8 10 км
Перигелий
Рис 9.37. Схема эксперимента по измерению гравитационного смещения частоты элей
ромагнитного сигнала в поле Солнца
Рис. 9.38. Схема полета "Солнечного зон да":
1 - старт с Земли (Г = О, ДК = 7,8 км/с с ОИСЗ) ; 2 - прохождение перигелия (Л|
= 2,8-106 км, Г= 1150 сут; V = 300 км/с; i = 90°)
Астрофизические космические комплексы
433
Эффективность гравитационных экспериментов возрастает с
приближением к Солнцу. Вместе с тем возрастают трудности энергетического плана
по формированию орбиты близкого пролета около Солнца и технические
проблемы обеспечения функционирования зонда в экстремальных условиях
солнечной короны.
Прямые траектории полета зонда от Земли в ближайшие окрестности
Солнца продолжаются порядка двух месяцев. Такое малое время полета
удобно как с точки зрения надежности, так и с точки зрения уменьшения
погрешностей измерений, накапливающихся по времени.
Однако для формирования прямых траекторий требуется скорость
разгона с опорной околоземной орбиты около 20 км/с, что в три раза
превышает требуемую скорость для полета к Юпитеру. Поэтому формирование
таких прямых траекторий полета к Солнцу в ближайшее время
трудноосуществимо.
Существенно меньших разгонных скоростей (порядка 8 км/с) с
опорной орбиты требует схема полета к Солнцу через Юпитер. Гравитационный
маневр около этой планеты позволяет сформировать траектории полета,
проходящие в непосредственной близости от фотосферы. Кроме того,
плоскость траектории может быть сформирована на перпендикулярной
плоскости эклиптики, что является благоприятным фактором для проведения
наблюдений полярных областей Солнца с зонда.
Однако при схеме полета через Юпитер время полета к Солнцу
возрастает до трех лет. Кроме того, при пролете около Юпитера зонд подвергается
воздействию радиации и сильного магнитного поля планеты. Положительным
фактором такой схемы является возможность попутного исследования
Юпитера и его спутников дистанционными методами.
На расстоянии трех радиусов от фотосферы Солнца имеет место
интенсивный тепловой поток порядка 170 Вт/м2, что обуславливает температуру
поверхности зонда 3000 К (рис. 9.38). Это потребует специальных защитных
мер для обеспечения теплового режима аппаратуры зонда. Так, его форма
может быть конической, вершина конуса постоянно обращена к Солнцу.
В этом случае площадь, облучаемая Солнцем, будет наименьшей, наибольшей
будет излучающая поверхность и стационарна будет теневая защита
аппаратуры, размещаемой за конусом. Для уменьшения интенсивности теплового
излучения внутренней части нагретого конуса на аппаратуру он может быть
сделан многослойным.
Ионизирующее излучение за время пролета около Солнца на расстоянии
*рех радиусов обуславливает уровень поглощенной доли излучения,
равной 104 Грей. Такая значительная доза радиации способна вывести
Из строя электронику. Поэтому потребуется специальная
защита (рис. 9.39).
Также потребуется защита от воздействия магнитного поля, кото-
Рое имеет напряженность 104 А • мч. Движение в нем зонда со скоростью
Астрофизические космические комплексы
435
300 км • с-1 будет наводить значительные токи в электрических цепях, что
может вызвать пробои.
На зонд будут воздействовать нагрузки от сопротивления среды
солнечной короны (0,1 Н), светового давления (0,1 Н) и солнечного ветра (0,01 Н).
Эти силы за время пролета вблизи Солнца (10s с) вызовут значительные
отклонения орбиты (десятки километров) от расчетной. Поэтому для
высокоточных определений орбиты необходима установка на зонде датчиков
ускорения с чувствительностью порядка Ю-6 м/с2 и выше.
В соответствии с ОТО и релятивистской теорией гравитации
электромагнитное излучение, проходя около притягивающего тела, отклоняется на
угол 2i// от прямолинейного. Угол
ф=(У2/с)2,
где V2 — вторая космическая скорость для поверхности притягивающего
тела; с — скорость света.
Для Солнца при прохождении луча на уровне фотосферы эта величина
за счет искривления пространства—времени составляет 1,75".
На основе других теорий тяготения были получены различные оценки
для угла отклонения луча света около Солнца: 2,62 по Герберу (1902 г.);
1,31 по Ритцу (1908 г.) ; 2,62" по Сучин Кианг (1946 г.).
Измерения этого угла на основе фотографирования
околосолнечных звезд во время полных затмений Солнца дали следующие результаты:
1,61" - 1919 г.; 1,98" - 1919 г.; 1,77" - 1922 г.; 2,24" - 1929 г.; 2,73" -
1936 г.; 1,70"-1952 г.; 1,66" - 1973 г.; 1,76"-1974 г.
На солнечном зонде (см. рис. 9.35) может быть установлен мощный
источник излучения в диапазоне частот, наиболее благоприятном для
прохождения через околосолнечную плазму и для последующего его выделения
на фоне излучения Солнца.
Точность знания координат КА в моменты измерений должна быть
высокой и составлять порядка 10 км. Помимо наземных интерферометричес-
ких измерительных средств целесообразно измерение ускорения зонда от
действующих на него внешних сил с точностями 10"8 ... 10~12 м/с2 и
последующего учета воздействия этих сил при вычислении элементов траектории
зонда.
Рефракция сигнала от зонда в плазме солнечной короны составит
величину, сопоставимую с измеряемой. Но она зависит от длины волны.
Поэтому рефракция может быть учтена использованием двух частот для сигнала.
Гравитационное поле Земли по сравнению с Солнцем Искривляет всего
на 6 • 10"*. Для регистрации такой величины необходимы точности
прогноза координат КА до 1 мм, что в ближайшее время недостижимо.
Ожидаемая величина задержки сигнала от зонда к Земле по ОТО и
релятивистской теории гравитации составляет Ю~^ с. Задержка обусловлена
Научные космические комплексы
436
искривлением пространства-времени гравитационным полем, в котором
распространяется электромагнитный сигнал.
В настоящее время проведено большое число измерений задержки
сигнала, распространяющегося от Земли к КА и обратно, т. е. прямого и
обратного сигнала. Солнечный зонд наряду с такой схемой измерений
представляет качественно новую возможность излучения задержки сигнала, идущего
только в одном направлении — от зонда к Земле или от Земли к зонду
(см, рис. 9.36). Для этого на зонде необходимо установить высокоточное
временное устройство (стандарт частоты). За длительное время полета от
Земли к Солнцу (108 с) уход стандарта частоты не должен превосходить
измеряемую по ОТО величину задержки 10"4 с, а должен быть меньшим
хотя бы на порядок. Поэтому стабильность стандарта должна быть
больше 10'13.
Точность знания координат зонда в момент проведения измерений
должна составлять 1 ... 10 км. Для учета влияния плазмы солнечной короны на
характер распространения сигнала здесь, как и в предыдущем случае, также
потребуется использование многочастотного сигнала.
Сдвиг частоты по ОТО и релятивистской теории гравитации зависит
от разности гравитационных потенциалов в местах расположения источника
и приемника сигналов, т. е.
w=SI,0(l+_! 1),
с1
где v0 - излучаемая частота; v - принимаемая частота; Ux и U2
—гравитационные потенциалы в местах излучения и приема соответственно.
Относительная величина изменения частоты достигает 10~1] в условиях
околоземного пространства. Это находится на пределе современных
измерительных возможностей. При расположении излучателя около Солнца (см.
рис. 9.36) эта величина увеличивается на пять порядков и достигает 10"6,
что может быть измерено с высокой точностью.
На зонде при этом должен быть установлен стандарт частоты со
стабильностью не хуже 10~13. Измерения могут проводиться по всей траектории
полета зонда. Это позволит проследить зависимость смещения частоты от
разности гравитационных потенциалов и таким образом выявить и учесть
случайные сбои работы измерительных устройств.
В эксперименте необходимо выделить сдвиг частоты за счет
гравитационного влияния на фоне большого сдвига за счет эффекта Доплера:
1 + Vc-'
где V — скорость движения источника относительно излучателя. Величина
сдвига -jw®1 при V = 300 км с-1 может достигать значения 10"5 . Поэтому
необходимы траекторные измерения и знание скорости зонда с ошибками,
Астрофизические космические комплексы
437
Траектория „Солнечного зонда"
после облета Юпитера
меньшими чем 10 м • с"1. Кроме того, влияние эффекта Доплера может
быть выделено путем измерения сдвига частоты на зонде по сигналу с
Земли и на Земле по сигналу с зонда. Знакопеременность гравитационного
сдвига и неизменность знака от доплеровского представляет удобную
возможность повышения точности измерения величины Av • v® .
Солнечный зонд позволит решить несколько проблем, связанных с
уходом перигелия Меркурия (рис. 9.40). Во-первых, высокоточно замерить
уход перигелия орбиты зонда, используя современные радиотехнические
измерительные средства. Этому будет способствовать полярность орбиты
зонда, при которой уход перигелия наименее чувствителен к
нецентральности поля тяготения Солнца. Для облегчения условий выделения этого
возмущающего фактора могут быть запущены два зонда в противоположных
относительно плоскости эклиптики направлениях.
Во-вторых, зонд позволит уточнить саму нецентральность поля
тяготения Солнца. Для этого на нем необходимо установть систему компенсации
негравитационных возмущений и градиентометры. Кроме того,
нецентральность может быть выявлена и на основе внешнетраекторных измерений.
Мыслимы также космические эксперименты по обнаружению
гравитационного излучения, аналогичные резонатору Вебера (рис. 9.41). Для этого
Необходимо с высокой точностью измерить расстояние между КА и компен-
Научные космические комплексы
43
Рис. 9.41. Схема эксперимента по обнаружению гравитационных волн по взаимному
перемещению космических аппаратов:
1 - источник гравитационных волн; 2 - КА до воздействия гравитационной волны;
3 — КА после воздействия гравитационной волны; 4 — КА; 5 - фронт гравитационной
волны
сировать негравитационные возмущения. По современным представлениям
о характере распространения гравитационных возмущений ожидаемое
взаимное перемещение аппаратов от воздействия гравитационной волны на
один из них составляет 10"8 м. Поэтому точность измерения расстояния
Астрофизические космические комплексы
439
1 - электромагнитное излучение частотой w2, модулированное гравитационной волной
частотой п; 2 - электромагнитное излучение частотой и,, модулированное
гравитационной волной частотой П; 3 - гравитационная волна частотой £2 '
Должна быть не хуже 10"9 м, а компенсация возмущений 10~12 м- с"2, что
весьма проблематично.
Рассматриваются также уникальные космические эксперименты по
обнаружению гравитационных волн по вариации доплеровского сдвига частоты
электромагнитного излучения (рис. 9.42). Для этого с КА посылаются
Монохроматические сигналы и исследуется их эволюция под воздействием
различных факторов, в том числе и гравитационного излучения.
Необходимо отделить эти факторы и оставить только гравитационные. Но как это
сделать, пока не ясно.
10
Космические
исследования
Луны, Меркурия,
Венеры, Марса,
планет-гигантов
и комет
tr/r
Космические корабли доставляют научную аппаратуру непосредственно на
исследуемые объекты. Поэтому измерения стали достоверными и
высокоточными. Получено изображение обратной стороны Луны и определен
химический состав грунта, измерены температура, давление и определен
состав атмосферы планет Венера и Марс, получены панорамы и карты их
поверхности, проведено зондирование недр.
10.1. ИССЛЕДОВАНИЕ ЛУНЫ, МЕРКУРИЯ
И ПОВЕРХНОСТИ ПЛАНЕТ
Космические аппараты играют главную роль в исследовании планет в
связи с трудностями использования для этих целей наземных средств из-за
относительно малых угловых размеров планет при наблюдении их с Земли
и мешающего влияния атмосфер Земли и самых планет. Поэтому до начала
космических исследований практически отсутствовала информация об
атмосфере Венеры и условиях на ее поверхности, о пылевых бурях в
атмосфере Марса, его рельефе и вулканической деятельности. Космические
аппараты позволили приблизиться к Луне, Венере, Марсу, Меркурию, Юпитеру,
Сатурну и их естественным спутникам, создать искусственные спутники
Луны, Венеры, Марса, пройти через атмосферы Венеры и Марса, опуститься на
их поверхность и на поверхность Луны, получить панорамы их поверхности,
передвигаться по Луне и доставить образцы ее вещества на Землю.
Анализ и сопоставление полученных данных с данными об
аналогичных процессах на Земле имеют важное научное и практическое значение
при разработке методов диагноза и прогноза многих происходящих на
Земле процессов (геологических, сейсмических и метеорологических) и их
последствий (строение Земли, землетрясения и вулканическая
деятельность, формирование мест залегания полезных ископаемых, эволюция
атмосферы и климата).
При исследовании планет прежде всего необходима информация об
их размерах и форме, а также массе и поле силы тяжести, так как эти
характеристики во многом определяют условия на поверхности и
внутреннее строение небесного тела. Определение их возможно дистанционными
методами. Также дистанционными методами могут быть определены
угловая скорость, альбедо планеты и получены изображения поверхности и
облачного покрова.
Химический состав поверхностных слоев планет наиболее достоверно
определяется контактными методами и особенно при реализации доставки
образцов вещества планеты на Землю для лабораторного анализа. Он
служит основным показателем при установлении генетической связи между
15- 1391
Научные космические комплексы 44'
планетами и Солнцем, а следовательно, имеет первостепенное значения
при изучении эволюции планет. Особенно важна точность определения ма|
лых компонент изотопов веществ, так как они являются индикаторами
возраста твердой фазы планеты. Совместно с данными об атмосфере и о
соотношении изотопов инертных газов возраст поверхностного слоя
планеты дает возможность восстановить эволюцию ее развития. Минеральный
состав, механические свойства, температура, теплопроводность,
электрические и магнитные характеристики вещества поверхностного слоя
планеты необходимы для ретроспективного анализа процесса образования и
эволюции поверхности планеты. Наиболее точно они могут быть
определены контактным методом с использованием глубинного бурения.
Вулканическая активность в прошлом и настоящем указывает на
характер современного этапа эволюции планеты и возможное внутреннее
строение и агрегатное состояние вещества по глубине. Потухшие и
действующие вулканы могут быть наблюдаемы дистанционно.
Исследование более глубоких структур может быть проведено
сейсмометрическими и дистанционными методами. Они позволяют
установить агрегатное состояние вещества по глубине, выявить тектоническую
активность.
Наибольшее разнообразие космических аппаратов использовано при
исследовании Луны: пролетные, спутники Луны, посадочные аппараты,
луноходы, возвращаемые корабли. Космические исследования дали боль-:
шой уникальный фактический материал о Луне. В ряде случаев это были
открытия, а в других — существенное расширение и уточнение информации.
Получены фотографии обратной стороны Луны, выявлен базальтовый
состав лунных морей, открыт и изучен реголит — слой раздробленных пород,
сформировавшихся в результате воздействия на коренные горные
породы условий космического пространства (вакуума, электромагнитного
излучения Солнца, солнечного ветра, галактического космического
излучения, частиц материи различной дисперсности), определены
физико-механические параметры грунта и его химсостав, оценен возраст лунных пород и
обнаружена его остаточная намагниченность, открыты масконы и масмины
(подповерхностные концентрации тяжелого и легкого вещества
соответственно), измерен тепловой поток из недр Луны, выявлено ее внутреннее
строение, обнаружено пылевое облако вокруг Луны. Все это расширило,
а в ряде случаев и изменило представления как об отдельных свойствах,
так и о Луне в целом и особенно о ее происхождении, возрасте и эволюции
как небесного тела.
Фотографирование с космических аппаратов позволило построить
карты видимой и обратной сторон Луны. Они позволяют распознавать
различные образования на поверхности Луны и являются основой при проведении
практически всех исследований Луны.
Выявлена асимметрия рельефа поверхности видимой и обратной сто-.
Космические исследования Луны, планет, комет
443
рон Луны: на видимой стороне основное место занимают моря (обширные
холмистые равнины с поперечником до 500 ... 1000 км при перепаде высот
порядка 150 м, имеющие округлую форму и окруженные кольцевыми
горами) и материки (горные хребты и долины, прорезанные трещинами и
сбросами, при среднем превышении гор над морями около 3 км). Моря и
материки видимой стороны усыпаны кратерами округлой формы с
поперечником от 100 км и менее. Обратная же сторона в основном
материковая и представляет собой холмистую равнину со множеством кратеров.
Причина такой асимметрии не выяснена и не имеет пока убедительных
гипотез.
Установлено, что моря видимой стороны Луны представляют собой
застывшую базальтовую лаву, напоминающую земной базальт.
Материковые районы сложены в основном анортозитами. Сверху каменные породы
морей и материков покрыты рыхлым грунтом толщиной от нескольких
десятков метров (в районе впадин) до нескольких сантиметров (на
склонах крутых гор). Этот грунт не имеет аналогов среди природных земных
образований и назван реголитом. Сформировавшись в условиях
метеоритной бомбардировки коренных горных пород и воздействий солнечного
ветра и космических лучей в высоком вакууме, реголит прошел фазы
переплавок и спекания с метеорным веществом поверхности Луны, чему
способствовала сравнительно малая величина ускорения ее силы тяжести. Поэтому
химический состав реголита в основном отражает состав нижезалегающих
пород, но в нем присутствует и вещество, не содержащееся в коренных
породах, которое сформировалось в описанных выше условиях.
Установлено, что коренные лунные породы по минеральному составу
в основном схожи с земными, только три минерала в породах,
доставленных с Луны на Землю, оказались неизвестны геологам. Остальные лунные
минералы пироксен, плагиоклаз, оливин, кристобалит, ильменит широко
распространены на Земле. Однако в лунных породах больше содержится
тугоплавких материалов, чем в земных. Этим же отличаются и породы
лунных морей от материковых. Кроме того, обнаружено относительно
большое количество инертных газов в лунном грунте. Предполагается, что
они занесены на Луну солнечным ветром.
Все эти выводы о химическом и минеральном составе лунных пород и
реголите получены на основе исследований среднеширотных и
приэкваториальных районов видимой стороны Луны. Неохваченными остались
приполярные области и обратная сторона. Для их обзорного исследования
могут быть использованы полярные или приполярные спутники Луны с
Дистанционной измерительной аппаратурой, а для детального наблюдения
в случае необходимости, также напланетные и возвращаемые корабли. Это
позволит уточнить не только химию грунта, но и возможно даст
информацию для решения вопроса о причинах асимметрии рельефа видимой и
обратной сторон Луны.
Научные космические комплексы
Исследования магнитного поля Луны выявили несоответствие
орбитальных данных и измерений на поверхности. По орбитальным данным
напряженность магнитного поля Луны весьма слаба и составляет доли
процента от земного. Так, оценки показывают, что для модели дипольного
магнитного поля его напряженность на экваторе по данным орбитальных
измерений составляет порядка единиц гамм. Вместе с тем измерения на
поверхности дали величину напряженности до 327 А/м. Такое
несоответствие в настоящее время объясняется остаточной намагниченностью лунной
породы.
В качестве первоначального внутреннего источника магнитного поля
рассматривается механизм динамо, аналогичный земному, который затем
был практически полностью выключен из-за термических изменений в
недрах Луны, оставив намагниченными твердые породы коры. Среди внешних
источников магнетизма рассматриваются поля протопланетного облака
порядка нескольких сотен ампер на метр, которое до своего распада
намагнитило застывающую кору Луны; солнечный ветер на стадии
формирования коры Луны, когда напряженность магнитного поля, как в этом случае
предполагается, была порядка 1000 А/м, а также магнитное поле Земли.
Для решения этого вопроса необходимо проведение измерений
напряженности и ориентации вектора магнитного поля в различных точках
поверхности Луны, равномерно распределенных по поверхности, а также
локальные измерения намагниченности коренных пород в их естественном
залегании и образцов, доставленных на Землю. Это даст возможность получить
информацию о структуре простанственного распределения вектора
напряженности магнитного поля и выявить его взаимосвязь со структурой
поверхности, ориентацией относительно оси вращения Луны, плоскости
эклиптики и с другими факторами, что создает весомые предпосылки для
решения рассматриваемой проблемы.
Газовая оболочка вокруг Луны, как показали наблюдения, состоит из
водорода, гелия, неона и аргона и имеет концентрацию на 3 ... 4 порядка
превышающую концентрацию частиц в солнечном ветре. Наиболее веро-
ятным источником лунной атмосферы (экзосферы) являются солнечный
ветер и дегазация Луны. Уточнение этого предположения возможно на
основе комплекса данных о химическом составе экзосферы Луны над ра*
личными ее районами, характере взаимосвязи динамики изменений
экзосферы с солнечной активностью, механизме взаимодействия солнечного
ветра и других факторов с поверхностью Луны, процессах в недрах
Луны. Такие данные могут быть получены только на основе исследований в
помощью космических средств и прежде всего с помощью напланетньгх
кораблей.
Исследования гравитационного поля Луны с помощью ее
искусственных спутников показали, что оно значительно отличается от центрального.
Так, эволюция долготы восходящего узла и углового расстояния перй-
Космические исследования Луны, планет, комет
445
центра орбит лунных спутников превышает соответствующие эволюции
земных примерно в пять раз. Гравитационные исследования позволили
выявить сильные аномалии поля тяготения, до (100 ... 200) • 10"5 м/с2,
как правило, вблизи геометрических центров морей правильной формы.
Эти аномалии названы масконами и им соответствуют избытки массы в
приповерхностном слое порядка 102' г. В связи с тем, что аномалии
наблюдаются, как правило, над пониженными областями Луны, а не над
возвышенными, как это имеет место на Земле, высказано предположение, что они
обусловлены концентрацией вещества большей плотности, чем обычные
лунные породы, сравнительно малых размеров (50 ... 200 км) да глубине
25 ... 125 км вблизи геометрических центров морей. Причиной
концентрации могут быть остатки падавших на Луну крупных астероидов;
отложение плотных осадочных пород на дне лунных морей, которые некогда были
настоящими, заполненными водой; вынесенное потоком расплавленной
породы из недр Луны на поверхность вещество большой плотности. Кроме
того, морские масконы объясняются еще и большей плотностью
образовавшей их лавы по сравнению с материковыми районами, представляющими
первичное вещество, никогда в истории Луны не плавившееся. Решение
проблемы масконов связано непосредственным образом с проблемой
происхождения и эволюции Луны как небесного тела.
Изотопный анализ доставленных с Луны пород показал, что среди них
нет образцов моложе 3,1 • 109 лет и старше 4,6 • 109 лет. Это говорит о том,
что примерно 3 • 109 лет назад на Луне закончилось затопление Больших
Каньонов видимой стороны базальтами и наступило относительное
спокойствие. Образовавшийся в те времена рельеф, испещренный кратерами
от метеоритной бомбардировки, сохранился до наших дней. Верхняя часть
Луны, кора, сложена анортозитами, базальтами и подстилающими их анор-
тозитовыми габбро. Она имеет толщину около 65 км. На континентах кора
однослойна, на морях имеет базальтовый слой толщиной 15 км, а вся
остальная толща коры анортозитовая. Верхний слой коры толщиной до 25 км
отличается очень малой электро- и теплопроводностью, малыми величинами
скоростей распространения сейсмических волн (100 ... 300 м/с в верхнем
100-метровом слое), быстрым ростом этих скоростей с глубиной коры
(4000 м/с на глубине 5 км) и слабым затуханием сейсмической энергии,
что обусловливает наблюдаемое сверхдальнее распространение сейсмических
волн и продолжительный "сейсмозвон".
Сейсмозондирование позволило также выявить еще ряд слоев
внешней оболочки Луны, названных по аналогии с Землей литосферой:
верхняя мантия (до глубины 300 км), средняя мантия (до 600 км) и
переходный слой (до 900 км). Горизонтальная неоднородность плотностей
приводит к возникновению напряжений в породах, которые вызывают
тектонические лунотрясения на глубинах 25 ... 300 км. Эти напряжения в десятки
Раз меньше горизонтальных сил, определяющих тектоническую активность
Научные космические комплексы
литосферы Земли, поэтому тектонические лунотрясения очень слабы по
сравнению с землетрясениями.
По резкому ослаблению энергии поперечных волн на глубинах более
900 км выявлена нижняя граница литосферы. Допускается, что вещество
этой внутренней части Луны находится в расплавленном состоянии и что
возможно имеется очень малое (менее 1 % по массе) железное ядро или
ядро из силикатных пород. Так, измерения теплового потока в долине
Хэдли на окраине Моря Дождей и в долине Гавр-Литтров, примыкающей
к Морю Ясности, температурными зондами на глубине 1,5 ... 2,5 м, где не
чувствуются суточные колебания, показали рост температуры с глубиной и
наличие сравнительно высокого (всего в два раза меньшего, чем из недр
Земли) теплового потока из недр Луны, равного 3,3 • 10"6 Дж/(см2 • с).
Таким образом, определено, что характерной особенностью
внутреннего строения Луны является наличие мощной жесткой и холодной
литосферы, практически полностью парализующей ее тектоническую жизнь,
и разогретой, частично расплавленной, внутренней области, в которой
могут существовать слабые конвективные потоки вещества, недостаточные
для того, чтобы расколоть и передвинуть литосферу. Они могут вызвать
лишь слабые растрескивания литосферы при контакте с ней. Давление и
температура недр Луны недостаточны для фазовых превращений
минералов. На Земле же эти превращения служат мощным источником ее
тектонической активности.
Наиболее интересной и важной научной проблемой в исследовании
Луны является ее происхождение и взаимосвязь с эволюцией Земли, так как
это имеет прямое отношение к формированию современного облика
Земли, а возможно и к ее происхождению. В этой связи рассматриваются три
группы гипотез. Первая из них постулирует совместное происхождение
Земли и Луны как двойной планетной системы в непосредственной близости
друг от друга путем аккреции сходного первоначального вещества. Сюда
же относится и гипотеза осаждения: Луна сформировалась из роя
спутников, окружавшего Землю наподобие колец Сатурна, или из твердых
частиц и тел как побочный продукт эволюции первичной массивной и
горячей атмосферы Земли при ее расширении и охлаждении с выделением
силикатов в виде кольца планетоземалей, из которых и образовалась Луна.
Вторая группа гипотез постулирует отторжение Луны из мантии
Земли под действием приливных сил. Третья группа - это гипотезы захвата,
которые предполагают захват Землей Луны, уже существовавшей прежде
в Солнечной системе, или предварительного захвата множества
сравнительно небольших тел, прошедших конденсацию, плавление,
фракционирование и имеющих металлические ядра и силикатные мантии, и
последующего формирования Луны в основном из силикатных обломков этих тел.
Каждая из этих гипотез объясняет отдельные аспекты проблемы
происхождения Луны, но ни одна из них не в состоянии объяснить всех выяв-
Космические исследования Луны, планет, комет 447
ленных факторов. Так, первая группа гипотез (совместное
происхождение Луны и Земли) хорошо объясняет крупномасштабное химическое
строение Луны, но встречается с трудностями при объяснении
динамических вопросов, связанных с орбитальными особенностями движения
системы Земля — Луна. Вторая группа гипотез подверглась существенной
ревизии в ходе космических исследований и в настоящее время не
соответствует фактам прежде всего относительно химического состава Луны,
однако данных исследований еще недостаточно для того, чтобы полностью
снять эту группу гипотез отрыва Луны от Земли под действием
приливных сил. Гипотезы третьей группы в ходе космических исследований
претерпели наиболее сильную эволюцию — от захвата Землей сформировавшейся
Луны они в конце концов перешли к постулированию захвата Землей
сначала небольших небесных тел, объединением которых была сформирована
Луна. Гипотеза захвата объясняет химические и динамические проблемы
происхождения системы Земля — Луна. Но, вместе с тем, она
провозглашает уникальность происхождения системы, что вызывает пока недоверие к
этой гипотезе. Для ликвидации этого недоверия необходима более глубокая
проработка этой гипотезы и апробирование ее на более обширном
фактическом материале о Луне. Кроме того, недоверие к гипотезе захвата может
быть снято, если с ее помощью можно будет объяснить происхождение
других спутников в Солнечной системе, свойства которых будут выявлены в
ходе космических исследований.
В процессе формирования Луна подверглась интенсивной метеоритной
бомбардировке, в результате чего от ударов крупных тел образовались
морские впадины (Большие Бассейны), которые затем были заполнены
базальтами. Период магматической активности длился около 1,5 • 109 лет.
После этого внешняя оболочка Луны затвердела и стала нарастать со
скоростью примерно 200 км в миллиард лет.
Возраст верхней части этой оболочки по изотопному анализу свинца в
Доставленных на Землю породах не более 4,1 • Ю9 лет. По содержанию
изотопа аргона-40 возраст этой части оболочки оценивается в 7 • 109 лет (для
Земли возраст оценивается также от 4,5 до 7,5 • 109 лет). По современным
представлениям возраст Солнечной системы составляет 4,7 • 109 лет. Для
объяснения расхождения выдвинута гипотеза о том, что аргон выделился
из глубины Луны и затем был внедрен в реголит солнечным ветром.
Достоверное решение вопроса о возрасте Луны возможно более глубоким
изучением ее как небесного тела, а самое главное, расширением области
космических исследований на всю Солнечную систему с целью получения
достоверных сведений о ее компонентах. Это позволит разобраться во всем
многообразии явлений, выдвинуть новые достоверные гипотезы и уточнить
правомерность старых, рассмотреть всю совокупность явлений и затем
Уже расставить их в хронологическом порядке.
Все это имеет большое научное и прикладное значение для уточнения
1
Научные космические комплексы
448
происхождения Земли и ее эволюции как планеты и развития таких наук
о Земле, как геология, геофизика, геохимия, геоморфология Кроме того,
на основе анализа лунного грунта обнаружено явление образования некор.
розируемых в атмосфере металлов, формирующихся в условиях Луны
под действием солнечного ветра. Это в принципе может быть воссоздано в
условиях Земли и представляет непосредственную практическую ценность
для технологии.
Конечной целью исследования Луны является освоение ее человеком.
Это означает создание лунных поселений, разработку недр Луны и их
использование; создание на лунной поверхности крупногабаритных
высокочувствительных и с высоким пространственным разрешением телескопов,
работающих во всех диапазонах электромагнитного излучения; и,
наконец, строительство космодромов для запуска и посадки межпланетных КК.
Создание уникальных телескопов на Луне диктуется благоприятными
условиями их использования и эксплуатации. На Луне нет атмосферы,
магнитосферы и радиационных поясов. Это делает условия измерений идеальными.
Кроме того, стабильность поверхности Луны и регулярность ее движения
дадут возможность реализовать длительные экспозиции и высокоточное
определение базы при фазометрических измерениях.
Изготовление сравнительно тяжелых конструкций крупногабаритных
телескопов из материалов, производимых на Луне из местного сырья,
сделает со временем создание таких налунных систем более эффективным, чем
на околоземных орбитах. Они будут существенно более легкими, чем
аналогичных размеров наземные телескопы за счет существенно меньшей силы
тяготения (в 6 раз) и отсутствия ветровых и снеговых нагрузок.
В сравнении с орбитальными телескопами налунные телескопы
возможно будут тяжелее, но не существенно. Дело в том, что на Луне действие
основного фактора силы тяготения стабильно и парируется без последующих
энергетических затрат силовыми опорами. Действие остальных факторов
(давления света, давления солнечного ветра, электромагнитного взаимодей;
ствия с магнитным полем Солнца) мало в сравнении с силой тяготения.
Поэтому размер лунных конструкций может быть сколь угодно большим
и ограничиваться будет прочностью материалов.
В орбитальном полете вокруг Земли большая конструкция подвержена
весьма значительному воздействию гравитационных сил, стремящихся
растянуть ее и установить длинную часть вдоль направления силы тяжести.
При размерах в несколько километров, тем более десятков и сотен
километров, эти силы натяжения становятся весьма существенными и даже
большими, чем сила тяготения на Луне.
На удержание конструкции при ее орбитальном движении в требуемом
положении в пространстве необходимы значительные силы органов
управления.
На Луне такая проблема отсутствует, но здесь требуется поворот ис-
и
Космические исследования Луны, планет, комет
449
следуемого потока излучения или конструкции приемной системы
относительно поверхности для компенсации вращения Луны вокруг своей оси.
Кроме того, на Луне при использовании одного телескопа может
наблюдаться только полусфера, расположенная над плоскостью местного горизонта
телескопа. Для околоземных орбитальных телескопов зона обзора
несколько большая и ограничена телесным углом на диск Земли.
Обслуживание телескопов в условиях Луны при наличии на ней
поселений возможно будет более оперативным и эффективным, чем на
околоземной орбите.
Создание лунных поселений — сложная инженерно-техническая
проблема космонавтики и ответственная социально-экономическая задача для
земной цивилизации. Отсутствие атмосферы требует герметичности
строительных сооружений и защищенности внутренних объемов от радиации и
метеоров. Поэтому помещения должны быть заглублены в недра Луны или
иметь массивную защиту.
Перемещения вне сооружений требует скафандров или же герметичных
транспортных средств.
Энергия Солнца может быть утилизирована только в течение
половины лунных суток. В темную часть суток необходимо использовать
запасенную днем энергию или же получать ее от солнечных генераторов,
расположенных в другой части Луны на ееаневной стороне. При этом возможно
использование изотопных и атомных источников энергии.
Более рационально использование Химических топлив, добываемых из
местного минерального сырья, хотя это/ ведет к загазованности
поверхностного слоя пространства Луны.
Также из местных минералов необходимо получать воду, кислород и
азот. Их регенерация и очистка химическим и биологическим путем
должны быть безупречны.
Все это говорит о том, что к моменту создания лунных поселений
должны будут решены сложные разноплановые научные и технологические
проблемы. Принципиально они решаемы, это вопрос времени.
Вопросы экологически замкнутых систем будут решены применительно
к постоянно действующим орбитальным базам-станциям в первых
десятилетиях следующего века. Тогда же будут решены проблемы солнечной и
ядерной космической энергетики, герметичных помещений, регенерации и
очистки воды и кислорода.
Специальных усилий потребует проблема утилизации минеральных
ресурсов Луны, их переработки в воду, кислород, азот и другую необходимую
продукцию.
Это потребует проведения экспериментов в первых десятилетиях
двадцать первого века сначала в автоматическом варианте, затем с участием
космонавтов. Для этих работ необходимо будет создавать на Луне станции,
затем базы-станции и временные поселения к середине следующего
столетия.
Научные космические комплексы
450
К этому времени будет создана высокоэффективная транспортная
система для полетов с Земли на базы-станции и обратно, для перемещения
между орбитами около Земли, полетов к Луне и обратно. Появится техническая
основа для создания к концу следующего столетия постоянных лунных
поселений.
К концу следующего столетия актуальной станет задача создания на
Луне межпланетных космодромов. Это уменьшит затраты на выведение
кораблей и их посадку по сравнению с орбитальными околоземными
космодромами и тем более земными. При наличии поселений и производства
на Луне эта задача станет реализуемой.
В целом освоение Луны будет означать первый шаг распространения
человечества в космосе и использования природных ресурсов небесных тел
Солнечной системы. Это будет логичный этап развития человеческой
цивилизации, который будет подготовлен всем развитием технологии,
экономики, социальной структуры общества и определяться насущной
необходимостью новых пространств, ресурсов и неутомимой жаждой поиска новых
потенциальных возможностей.
При исследовании Меркурия с пролетных траекторий удалось
установить, что он обладает дипольным магнитным полем с напряженностью
у полюсов 350 А/м, а у экватора 170 А/м. Напряженность межпланетного
поля в окрестности Меркурия составляет заметное число и равна 25 А/м;
Полярность магнитного диполя совпадает с полярностью земного диполя,
его ось составляет 12° с нормалью к плоскости орбиты.
Обнаружена магнитосфера у Меркурия. При этом магнитопауза
удалена незначительно от Меркурия (на 1,6 его радиуса) в связи со
сравнительно слабым его магнитным полем и, с другой стороны, значительной
интенсивностью солнечного ветра, связанной с близостью Меркурия к
Солнцу. Магнитосфера содержит электроны с энергией до 30 кЭв.
Предполагается, что они обуславливают свечение ночной стороны планеты.
Наблюдались вспышки протонов. Радиационные пояса отсутствуют.
На дневной стороне Меркурия обнаружена ионосфера, которая
поднимается до высоты 70 км. На ночной стороне ионосфера отсутствует.
Установлено, что Меркурий окружен тонкой разряженной (плотность
10~17 г/см3) атмосферой, состоящей в основном из инертных газов гелия,
неона, аргона, ксенона. При этом концентрация гелия на дневной стороне
в три раза больше, чем на ночной. Причиной такого различия может быть
солнечный ветер, который пополняет атмосферу ионами гелия с дневной
стороны. Если же источником гелия для атмосферы Меркурия
являются его недра, то для компенсации уносимых в межпланетное
пространство атомов гелия необходимо его выделение из недр в количестве
4,5 • 1022 атом/с, где он может образовываться, например, за счет
радиоактивного распада урана и тория. Атмосфера Меркурия настолько
разрежена, что молекулы составляющих ее газов в течение длительного време-
Космические исследования Луны, планет, комет 451
ни не сталкиваются с другими молекулами. Если часть из этих молекул
ранее в процессе взаимодействия с другими приобрела скорость, близкую
ко второй космической для Меркурия 4,2 км/с, то такие молекулы
покидают Меркурий и уходят в межпланетное пространство. Поэтому
атмосферу Меркурия точнее называть экзосферой.
Фотографирование поверхности показало, что она сильно кратериро-
вана и напоминает поверхность Луны. Размер кратеров достигает 190 км
в диаметре, в центре их расположены пикообразные образования. В одном
из кратеров видны два застывших потока лавы, при этом один поток
перекрывается другим. На поверхности Меркурия имеются длинные долины и
разбросанные на большом расстоянии друг от друга хребты, крутые
уступы (эскарпы). Более изрыта южная часть Меркурия. Здесь обнаружена
большая депрессия. Создается впечатление, что при столкновении с другим
небесным телом от Меркурия была отколота часть коры.
Максимальная температура поверхности на дневной стороне
достигает 300 °С, на ночной — 183 °С. Плотность, пористость и теплопроводность
грунта Меркурия близки к лунным. Концентрация урана и тория в коре
Меркурия близки к земным.
Форма планеты Меркурий близка к сферической. Уточнены средний
. диаметр, он равен 4878 км (ранее 4770 км) и масса Меркурия, она
составляет (6023600)ч от-тйассьъСолнца, ранее она считалась равной (6120000)ч .
Наличие магнитного диполя у Меркурия, имеющего очень низкую
угловую скорость относительно своей оси (один оборот за 58,6 земных суток),
I указывает на наличие у эт<?й планеты жидкого токопроводящего ядра.
Высокая средняя плотность планеты 5,44 г/см3 говорит о том, что это ядро
должно содержать тяжелые элементы. Совместно эти два обстоятельства
заставляют предположить, что ядро содержит в большом количестве
железо. При этом масса ядра оценивается в 60 % от массы всей планеты.
Отсутствие мощной атмосферы сделало поверхность Меркурия
беззащитной от метеоритной бомбардировки, что наложило отпечаток на
кратер ированность его поверхности. Большая близость к Солнцу и высокая
теплопроводность недр могли задержать начало отвердения поверхности
по сравнению с Луной. К моменту образования коры Меркурия
интенсивность потоков крупных метеоритных тел упала и потому на Меркурии не
Наблюдаются моря и материки, подобные лунным.
В целом выявлено, что внешне Меркурий во многом аналогичен Луне
(кратерированность, реголит), внутренне — Земле (железное ядро,
большие его размеры).
Исходным материалом для проведения планетографических и
морфологических исследований являются топографические карты, они же
служат геометрической основой при проведении работ по исследованию
поверхностного слоя, глубинного строения и при последующем составлении
соответствующих тематических карт. На первом этапе исследования пла-
Научные космические комплексы
452
нет при построении топографических карт достаточно опознавать объекты
размером 1 км. При отсутствии атмосферы или ее незначительной плот-
ности целесообразно использование аппаратуры оптического диапазона,
для планет с большой атмосферой и сплошной облачностью — аппаратуры
радиодиапазона. Периодичность наблюдений может быть невысокой и
составлять 10 и более лет и зависит от темпа эволюции поверхности
(табл. 10.1, 10.2).
Необходимые для планетографических и морфологических
исследований сведения об агрегатном состоянии и структурных формах
поверхности небесных тел достоверно определяются контактными измерениями
и наблюдениями. Для этого целесообразно осуществить посадку аппарата
на поверхность в ряде наиболее характерных (по данным картирования)
районах поверхности и получить их панорамы (см. табл. 10.1)
Для планетологии необходимы химический и минеральный состав
грунта, что дает прямой ответ на вопрос, где и какие породы размещены
в поверхностном слое планеты. При этом особенную значимость
приобретают глубинные зондирования, которые во-первых, дают
возможность исследовать породы, не подвергшиеся эрозии солнечного
ветра, атмосферы, жидкости и, во-вторых, получить глубинный разрез пород.
Эта информация нужна в глобальном масштабе и потому средства ее
получения включают в себя помимо контактной и дистанционную
аппаратуру (см. табл. 10.2) на основе фиксации излучения в гамма-диапазоне,
связанного с естественной радиоактивностью пород. Для надежной
идентификации число каналов должно составлять порядка 250, разрешение на
местности — 5 км.
Неоднородности породного состава поверхностного слоя могут быть
выявлены с помощью СВЧ радиометрической аппаратуры как объектов,
обладающих различной температурой и диэлектрическими свойствами, а,
следовательно, и различной излучательной способностью в СВЧ-диапазоне.
Аппаратура может быть установлена на спутнике, и такая информация
может быть получена в глобальном масштабе, что позволит построить
пространственную модель распределения приповерхностных масс вещества
с различными диэлектрическими характеристиками и температурами.
Отождествление этих масс с известными породами может быть
проведено на основе статистического материала, накопленного по наземным
аналогичным измерениям и измерениям на других планетах. Окончательц
ное отождествление может быть проведено только на основе глубинногс!
бурения исследуемой планеты в ряде наиболее характерных точек по по!
лученной модели распределения диэлектрической постоянной и температу!
ры подповерхностных масс. Это особенно очевидно для пород,
специфичных для исследуемой планеты, аналоги которых не наблюдались ранее.
Для планетологии и исследования физики планеты необходима
информация о более глубоких слоях планеты. Это достигается с помощью дй*|
о* о\ «^
о* о" о*
о о
R
в-
to
?
S
да
U
в-
to
о
и
s
Й
Л
S
X
1
■ ,ч
^о
чх
ито
пьш
и °
■2 в
5в о
%
•я я
Ч В
•» 9
я й
* э
« с
2 «
Б В
О о
с 5
&
a
Космические исследования Луны, планет, комет
455
станционного радиозондирования на длинах волн порядка нескольких
километров. Могут быть использованы результаты гравитационной съемки,
которая может быть проведена как прямым измерением силы тяжести
на поверхности планеты, так и на основе косвенных методов по
наблюдениям орбит движения искусственных спутников исследуемой планеты.
Кроме того, в планетологических целях необходима информация о
характерных структурах поверхности, коррелирующихся с залегаемыми
под ними породами. Для этого используются результаты топографичес-.
кой съемки и проводится более подробная съемка трещин и разломов,
указывающих на следы тектонической активности.
Для определения химического и минерального составов поверхности
небесного тела могут быть использованы и другие спектры
электромагнитного излучения: ультрафиолетовый, видимый и инфракрасный. Они
позволяют получить бублее подробную информацию из-за больших
разрешающих способностей аппаратуры наблюдения в этих диапазонах и дают
возможность составит^ планетологическую карту. На первом этапе
разрешение на местности в этих диапазонах может быть порядка 20 м.
Планетофизические исследования включают в себя измерения
температуры, параметров магнитного и электрического полей, механических
свойств грунта, активную и пассивную сейсмометрию, возрастной анализ
грунта. Все это направлено на определение строения небесного тела и
выявление протекающих в нем процессов.
Температура поверхности должна определяться сравнительно часто
(период порядка 10 ч) с тем, чтобы выявить закономерности ее
изменения при различной освещенности Солнцем и под действием других
факторов. Важна информация об ее изменении по мере углубления, что
позволяет судить о теплопроводности поверхностного слоя и о характеристиках
внутреннего источника теплоты. На первом этапе исследований глубинных
излучений допустима погрешность порядка 30 %, число измерений для
правильной интерпретации должно быть порядка 10.
Магнитное поле планеты является внешним проявлением ее строения,
химического состава, агрегатного состояния и характера движения
внутренних слоев. Поэтому необходимо измерение напряженности дипольного
магнитного поля и его ориентации в теле планеты. Кроме того,
необходимо определение аномальных составляющих дипольного поля, которые
указывают на аномальность внутреннего строения небесного тела.
Эволюция напряженности и ориентации магнитного поля в прошлом
может быть прослежена по наблюдениям за остаточным магнетизмом в
отдельных частицах грунта. Для этого необходимы его палеомапштные
исследования. Допустимая погрешность составляет до 30 %, необходимое
число измерений — 10.
Диэлектрическая проницаемость грунта определяет характер его
электромагнитного излучения, что может быть использовано при дешифриро-
I
Научные космические комплексы
Таблица 10.2. Методы решения задач и требования к аппаратуре
дистанционного исследования поверхности и недр планет
Задачи
Метод
решения
Измеряемые
параметры
Аппаратура
Характерный
размер,
м
дичность,
лет
Планетография,
морфология и
планетология
Создание
графической основы
Распределение
элементов и
пород на
поверхности
Исследование
тектонических
структур
Обработка Координаты
высокомет- объектов
рических
реоскопических
изображений
поверхности
Гамма-
спектрометрия
Интенсивность
гамма-и злучения
Исследо- Структура
вание видно- трещин, разломов
изображений и характерных об-
поверхности разований
поверхности
Топографнчес- 1000
кие фотоаппараты
и кадровые
телевизионные камеры 1000
10
10
Гамма-спектрометр
Фотографическая и
телевизионные камеры
20-Ю3 10
50
10
Составление
планетологи чес-
ких карт
Многоспектральная
съемка и идеи
тификация по
геометрическим и
фотометрическим
признакам
Интенсивность
излучения в
различных спектрах элект-
тромагнитного
излучения
Многоспектральная фото- и
телевизионная
аппаратура
50
10
Плането-
физика
Температура
поверхности
Исследование
электрофизических
Исполь- Интенсивность
зование соот- собственного излу-
ветствия интен- чения в ИК- и СВЧ-
сивности собст-диапазонах
венного
излучения и
температуры тела
Использо- Интенсивность
вание соответ- собственного и от-
ствия глубины раженного излуче-
излучающего ния
Радиометры 1000 10 ч
Активные и
пассивные
радиометры
1000
10
I
Космические исследования Луны, планет, комет
457
Условия
наблюдения
Число каналов ' Разрешение, м
У
УФ
В
ИК
свч
РЛ
7
УФ
в
ИК
свч
РЛ
Отсутст- - — 1
ствне облачности
Сплош- — - -
ная облачность
Отсутст- 250
ствие атмосферы
- 50
5103
50
Отсутст-
ствие облачности
■
Сплошная облачность
Отсутствие
облачности
- 1
- - 1
10 -
20 20 50 50
10
Отсутствие -
облачности
Сплошная -
облачность
- 1
- - 300 -
300
- 4 -
500 -
Научные космические комплексы 458
Задачи
Метод
решения
Измеряемые
параметры
Аппаратура
Характерный
размер,
м
дичность,
лет
парамет- слоя и его
ров глу- электрофи-
бинных зических ха-
слоев рактеристик
Глубин- Радиоло- Временная за- Радиолокатор 1Й00-103 -
ное зонда- кация сред с держка отражен- с большими дли-
рование различной ди- ного сигнала нами волн
электрической
постоянной
Грави- Обратная Параметры Траекторный — —
тационная задача по опре- траектории дви- измерительный
съемка делению внеш- жения космическо- комплекс
них сил, ответ- го объекта
ственных за
измеренную
траекторию
движения
космического
объекта
вании результатов глубинного зондирования в СВЧ- и радиодиапазонах.
На первых этапах исследований допустимая погрешность измерений не
должна превышать 30 %.
Пассивная сейсмометрия позволяет получить представление о
внутреннем строении небесных тел и происходящих в глубинных областях
основных процессах. Более детальное исследование структуры и
механических свойств внутренних слоев небесных тел требует использования
методов активной сейсмометрии. Допустимая погрешность измерений может
составить 30 %.
Для сравнительной планетологии первостепенную важность
представляет информация о возрасте пород. Она позволяет решить вопросы об этап-
ности образования планетной системы и других тел околосолнечного
пространства, об их генетической взаимосвязи, о хронологии процессов в
самих телах и их взаимном влиянии. Допустимая погрешность составляет
10 %, достоверность определения возраста должна быть не хуже 0,9.
Ракетно-космические средства позволяют изучать околопланетное
космическое пространство контактными методами, что обеспечивает
наибольшую достоверность результатов и эффективность исследований. Так,
была обнаружена магнитосфера Земли и построена ее модель;
обнаружены собственные дипольные магнитные поля и построены модели
магнитосфер планет Меркурия, Юпитера, Сатурна; исследован харжтер обтекания
Я
Космические исследования Луны, плане\г, комет
459
Условия
наблюдения
Число каналов
7
УФ
в
ИК СВЧ
РЛ
Продолжение табл. 10.2.
Разрешение, м
7
УФ
В
ИК
СВЧ
РЛ
зоо-ю3
солнечным ветром планет с собственным магнитным полем и выявлен ряд
особенностей такого обтекания в зависимости от интенсивности
магнитного поля. Это позволило по-новиму увидеть механизм влияния
солнечной активности на радиационную обстановку в околопланетном космосе
и прежде всего около Земли.
Однако многие вопросы еще полностью не решены и прежде всего
такие, как динамика взаимодействия солнечного ветра с магнитными
полями планет и Земли, механизмы и пути проникновения межпланетной
плазмы в магнитосферу планет, развитие в ней динамических процессов,
магнитосферно-ионосферные связи, механизмы передачи энергии из
верхних слоев атмосферы к средним. Поэтому необходимы систематические
измерения параметров околопланетного пространства и прежде всего
магнитного поля и корпускулярных потоков.
Магнитное поле планеты под влиянием потока солнечной плазмы
формирует магнитосферу, ее размеры, структуру и определяет состав и энергию
движущихся в ней частиц. Кроме того, магнитное поле является внешним
проявлением происходящих внутренних процессов небесных тел, а потому
получаемая о нем информация используется при разработке гипотез о
внутреннем их строении: размере, химическом составе и температуре
внутреннего жидкого ядра, аномалиях строения более высоких пластов, угловой
скорости небесного тела.
Научные космические комплексы 460
Для определения структуры магнитосферы небесного тела
необходимы измерения напряженности магнитного поля в значительном количестве
точек, равномерно распределенных внутри магнитосферы.
Наиболее высокая точность измерений требуется при исследованиях
на выявление эволюции диполя: скорости изменения дипольного момента,
прецессии оси диполя. Эти измерения необходимо проводить с
периодичностью в несколько лет (табл. 10.3).
При реализации мягкой посадки корабля для ликвидации его
скорости используется тяга двигательной установки. Время включения
двигателей торможения выбирается на основе данных о параметрах траектории
движения корабля на припланетном участке, гравитационном поле
планеты и координатах намечаемой точки посадки.
Подлетная траектория выбираются так, чтобы при безошибочной ее
реализации и номинальной работе двигателя торможения посадка
осуществлялась в требуемом месте планеты. При наиболее простой схеме посадки
включение двигателя торможения может проводиться на основе внешне-
траекторных измерений с Земли. Тяга двигателя сохраняется постоянной
(при многоступенчатой тормозной ракете — постоянна тяга двигателей
каждой из ступеней), а ее направление по тангажу изменяется по программе
так, чтобы обеспечивалось уменьшение скорости движения до нуля в
момент соприкосновения корабля с поверхностью планеты, а сам корабль
был ориентирован относительно местной вертикали должным образом.
Использование такой схемы связано с возможностью получения
значительных отклонений как по координатам, так и по скорости посадки корабля
от требуемых за счет отклонений элементов траектории движения в момент
включения двигателя от расчетных и за счет погрешностей работы системы
управления ракеты.
Более точное определение траектории подлета к планете возможно за
счет использования дополнительно к наземным автономных измерений
параметров относительного движения корабля и планеты, что особенно
ощутимо для удаленных планет. На участке торможения автономные
измерительные средства дают возможность определять положение и скорость
корабля относительно выбранного места посадки. Их отклонение от расчетных
значений может быть устранено изменением направления и значения тяги
двигателя.
На участке посадки такие автономные измерительные средства и
двигательная система с регулируемой тягой дают возможность осуществить
мягкую посадку с малыми скоростями корабля относительно поверхности
как в вертикальном, так и в горизонтальном направлениях.
Посадочное устройство должно обеспечить демпфирование скорости и
удержание корабля в требуемом положении на поверхности планеты.
Простейшее из них использует конструкцию корпуса корабля (рис. 10.1). Это
целесообразно, когда он достаточно прочен (например, предназначен для
Продолжение табл. 10.3
Характери стики
магнитосфер
Небесные тела
Земля
Меркурий
Венера
Марс
Юпитер
Сатурн
Луна
^min —
= 30950
max —
70000
Напряженность
магнитного поля плане- Я,
ты (Нтт -
напряженность
поля на
поверхности планеты
на экваторе, А/м
ятах -
напряженность
поля на
поверхности планеты
на полюсе, А/м)
Измеренные значения
напряженности
магнитного
поля в
околопланетном
пространстве (/г —
высота над
поверхностью
планеты), А/м
Напряжен- «100
ность Я-поля
вблизи магни-
топаузы, А/м
Расстояние 10/?з
до магнитопаузы
#min —
= 170
#max =
= 350
^min —
= 10... 15
^min —
= 64
^min — ^min —
= 419200 =200000
■"max =
=1400000 А/м
^min —
= 0,2
(модель
дипольно-
го Я-поля)
h = 327 км
Я = 400
h = 1100 км
Я = 30 А/м
h = 1,8ЛЮ
Я= 18500
h = 0,6/?ю
Я = 90000
й = 0
^тах =
= 327
1,6/?мер
1,45ЯМ
ЮОЯю
48/?С
Расстояние 12... 14/?з
до ударного
фронта
Наклон оси Наклон к оси
магнитного ди- вращения 11,5
поля планеты, °
Напряжен- 5
ность
межпланетного
магнитного поля (на
фотосфере
Солнца
100000 А/м),
А/м
Угол "за- 45
крутки"
архимедовой
спирали,0
1.4ЛВ
Наклон к
нормали
плоскости орбиты 12
25
Наклон к оси
вращения 15
12
2*М
Наклон к оси
вращения 15
108 ... 109Лю
Наклон к оси
вращения
9 ... 24
1,5
30
42
59
80
84
Научные космические комплексы
464
Амортизирующие
АМ°Р„ТпГРРГЩаЯ °П0РЫ Посадочное Снользящая
Норпус """"""" /Л нол"»° п поверхность
норабля /^Т*Ч \У /"-\ Пенетратор
7Т\
Рис. 10.1. Схемы посадочных устройств
п
спуска в атмосфере), малы относительные скорости посадки, посадка
осуществляется на мягкий грунт, не требуется ориентации осей корабля
после посадки для его последующей работы.
Создание вокруг корпуса надувной оболочки предохраняет корабль
от больших перегрузок и локальных разрушений при посадке его на
скалистый грунт. Если же оболочка имеет несимметричную форму, то аппарат
после посадки может быть ориентирован, хотя и грубо, относительно
поверхности.
Использование опор дает возможность демпфировать скорость
посадки, предохранить корпус корабля от соприкосновения с поверхностью и
обеспечить ориентацию корабля после посадки. Демпфирование скорости
может осуществляться различными путями: от использования обычных
гидравлических демпферов до рассеяния энергии при трении,
возникающем при механическом разрушении металла. Предохранение корпуса
корабля от соприкосновения с поверхностью повзоляет облегчить его
конструкцию и избежать механического повреждения. Для этого опоры
должны быть достаточно высокими с тем, чтобы с учетом возможного
заглубления опор в грунт и их деформации неровности поверхности и особенно
камни не взаимодействовали с корпусом корабля. При посадке на
поверхность с большими неровностями могут использоваться регулируемые по
длине и угловому положению относительно корпуса корабля опоры. Это
уменьшает вероятность опрокидывания корабля при посадке, а после нее
дает возможность установить его в требуемое положение относительно
местной вертикали.
Для демпфирования скорости можно использовать трение корпуса
корабля о грунт. Во-первых, грунт в этом случае должен быть достаточно
рыхлым, а конструкция взаимодействующих с грунтом элементов
корабля достаточно прочной. Относительная скорость посадки в этом случае
будет ограничиваться допустимыми перегрузками систем корабля и
прочностью корпуса. Скорость может быть достаточно большой (десятки и
сотни метров в секунду) и заглубление корабля в грунт также
значительным (несколько метров). Помимо вспомогательного такой способ
посадки может иметь и самостоятельное научное назначение при изучении
поверхности планеты и ее недр.
Космические исследования Луны, планет, комет
465
Липкая
Совок - Шнек Вакуумная полость поверхность Зажим
Рис. 10.2. Схемы устройсти для забора вещества с поверхности планеты
При спуске с аэродинамическим качеством, когда горизонтальная
составляющая скорости может быть весьма большой, при посадке на
сравнительно ровную поверхность для демпфирования скорости может быть
использовано трение конструкции корабля или его скользящей поверхности
о поверхность планеты.
Исследование поверхности проводится с неподвижных и подвижных
напланетных устройств. При этом может использоваться научная
аппаратура, работающая по контактному и дистанционному принципу.
Дистанционная аппаратура пассивного типа проводит наблюдения отраженного или
собственного излучений объектов поверхности планеты, активного —
отраженное или наведенное излучение от источника, установленного на
стационарной или подвижной платформе.
Контактная аппаратура имеет устройства для соприкосновения с
исследуемыми объектами (рис. 10.2, 10.3). Это щупы и заборники грунта для
поверхностного слоя (совковый, винтовой, вакуумный для планет с
атмосферой, с липкой поверхностью), зонды, буры, пенетраторы для
исследования заглубленных слоев. Кроме того, возможно исследование этих слоев
вскрытием с помощью взрыва. При этом после вскрытия могут быть
использованы как дистанционные, так и контактные методы измерений.
Неподвижные устройства способны исследовать ограниченную область
поверхности планеты, лежащую в непосредственной близости, что
снижает научную ценность эксперимента. Кроме того, для безатмосферных
планет и планет с атмосферой малой плотности, где при посадке используется
тяга двигателей корабля, результаты исследования поверхностного слоя еще
более ухудшаются за счет химического и теплового загрязнения
поверхности, а также нарушения ее структуры за счет силового воздействия
истекающих из двигателя газов.
Расширение области исследования с помощью неподвижных
напланетных устройств возможно за счет выноса датчиковых систем на предельно
большое возможное расстояние с помощью жестких штанг и гибких
пружинящих устройств, а также их отстрела (рис. 10.4).
Существенное расширение области исследований достигается за счет
использования подвижных напланетных кораблей (рис. 10.5). Они могут
удаляться от места посадки на большое расстояние и вести исследование
Научные космические комплексы
466 W
Зонд
и
РЫЧАЖНОЕ УСТРОЙСТВО
О
АВТОМАТИЧЕСКОЕ ПРУЖИНЯЩЕЕ
УСТРОЙСТВО
Датчиновая
система
Рис. 10.3. Схемы способов
проникновения при контактных исследованиях
глубинных слоев планеты
Рис 10.4. Схемы возможных способов
расширения зоны размещения
датчиков научной аппаратуры
ОТСТРЕЛ ДАТЧИНОВОЙ СИСТЕМЫ
Антенна
-г „ „ передатчика\
Траектория / ~
о
Траектория
отстрела
практически всех интересных
областей поверхности планеты.
Дистанционные измерения, а
также ряд контактных могут
проводиться непрерывно и при
том во время движения
аппарата. Многие контактные
измерения, и особенно
подповерхностных слоев, требуют
остановки аппарата для
заглубления датчиков или забора
вещества. При этом ряд преце-
зионных дистанционных и
контактных измерений может
проводиться выборочно на
основе анализа результатов непрерывной работы обзорных
измерительных систем.
Результаты измерений могут передаваться на Землю непосредственно
с подвижного корабля в моменты его прямой видимости с Земли через
ретранслятор, установленный на посадочной платформе, доставившей
подвижный корабль, или же через спутник-ретранслятор. По этим же каналам
осуществляется управление движением корабля, которое заключается в
выборе маршрута, режима движения и циклограммы проведения
измерений. При этом ряд из этих задач может решаться автономно с целью
разгрузки радиолинии и повышения оперативности управления особенно в
Космические исследования Луны, планет, комет
467
Колесная Гусеничная Шагающие Шагающие опоры с
тележка тележка опоры гусеничными тележками
d \) gt4 S® £ £■ <&> c5a
Сфера или цилиндр Цилиндр с механическими Цилиндр с реактивными
под напором ветра толкателями двигателями
Рис 10.5. Схемы устройств дли перемещения по поверхности планет
тех случаях, когда планета удалена на значительные расстояния от Земли
и суммарная задержка времени передачи сигналов всех сеансов связи
начинает быть соизмеримой со временем работы корабля. Так, могут быть
автономизированы принятия решений по вопросам обнаружения типичных
препятствий (на основе анализа телевизионных изображений панорамы в
окрестности корабля), выбора маршрута их обхода или способов их
преодоления (с помощью алгоритмов, заложенных в бортовую
вычислительную машину), определения мест проведения и состава прецезионных
измерений. Наземные службы управления в этом случае могут определять
общую направленность маршрута и принимать решения в особых случаях,
не предусмотренных логикой автономного управления.
Возможно облегчение подвижного корабля за счет уменьшения массы
и энергопотребления научной аппаратуры. Для этого на него не ставится
научная аппаратура, осуществляющая химический анализ вещества, его
расплавление и спектрометрию, а также другие прецезионные измерения,
связанные со значительными затратами энергии и большой массы
оборудования. Эта часть аппаратуры может быть размещена на посадочной
платформе. На подвижном аппарате остается аппаратура дистанционных
измерений, а для контактных измерений остается та из них, которая не связана
с большими массами анализирующих устройств.
Собранные образцы доставляются к посадочной станции, где
проводится их анализ. Подвижных устройств в этом случае может быть несколь-
Научные космические комплексы 468
ко. Связь между ними и станцией может быть как по радиолинии, так и
через кабель. Через него или через линию СВЧ может осуществляться
снабжение корабля электроэнергией. Доставка станции и кораблей может быть
осуществлена раздельно, что расширяет класс задач, решаемых ракетами-
носителями ограниченной грузоподъемности.
Достоинством такой организации исследований является возможность
оперативного и полного излучения локальных районов планеты;
недостатком — сравнительная ограниченность района исследований из-за
необходимости возвращения кораблей к посадочной платформе. Этот недостаток
может быть устранен путем доставки нескольких станций и кораблей,
которые совершают перемещения от одной станции к другой.
На станции может быть установлена ракета для полета к Земле. В этом
случае в доставляемую на Землю капсулу могут быть загружены не только
специально отобранные с большой поверхности образцы вещества, но и
результаты предварительной обработки большого числа других проб.
Кратковременные наблюдения за поверхностью могут быть
проведены с помощью тросовой системы, которая не требует посадки на планету
(рис. 10.6). В этом случае датчиковая часть аппаратуры и заборные
устройства вещества спускаются на тросе заблаговременно до момента
ликвидации относительной скорости корабля и поверхности. По мере спуска
корабля происходит соприкосновение конца троса с поверхностью, после
чего проводятся измерения и забор грунта. Продолжительность сеанса
измерений определяется временем движения корабля от момента
соприкосновения до полного торможения и затем до достижения высоты, равной
длине троса.
Использование тросовой
системы позволяет упростить
корабль за счет отказа от
посадочных устройств и
повысить вероятность отлета от
планеты за счет ликвидации
сложной в техническом
отношении и опасной (из-за
возможных непредвиденных
отклонений рельефа и
механических свойств поверхности
от предполагаемых)
операции мягкой посадки на пла-
Загрузка вещества
в возвращаемый
аппарат
Нонец
сматывания
троса
Отрыв троса
от поверх-
Начало
разматывания
троса
Трос размотай
полностью
Рис. 10.6. Схема работы
тросовой системы при
кратковременных исследованиях и заборе
вещества с поверхности
оре
Космические исследования Луны, планет, комет
469
нету. Кроме того, использование тросовой системы может иметь
самостоятельное значение при заборе вещества с планет, обладающих
неблагоприятными приповерхностными условиями(например, высокая температура
атмосферы, как это имеет место для Венеры) или же неблагоприятными
характеристиками самой поверхности, что ставит под сомнение возможность посадки
на нее и последующий взлет.
Пенетрометр измеряет несущую способность грунта, коэффициент
сдвига и плотность с помощью измерения усилий при проникновении
щупа и его вращения в грунте. Он применим для вторичных пород (не
скального типа).
Скальные породы исследуются методами материаловедения:
прочности при нагрузке, растяжении, кручении.
Электроповодность и теплопроводность грунта определяются
соответственно с помощью электрического щупа и теплового зонда.
Пассивные радиационные спектрометры основаны на измерении
интенсивности излучения вещества в гамма- и рентгеновском диапазонах
спектров электромагнитного излучения, а также излучения частиц.
Полученные данные сравниваются с данными каталога спектральных яркостей
излучения различных веществ и таким образом устанавливает их
присутствие и число.
Спектрометр представляет собой совокупность соответствующих
датчиков, позволяющих определить с требуемой точностью спектральную
яркость исследуемого вещества. Помимо датчиков интенсивности у- и Х-из-
лучений различных длин волн активные радиационные спектрометры
имеют устройство для облучения вещества. Принцип действия таких
спектрометров основан на свойстве вещества держать наведенное 7- и Х-излуче-
ние в строго определенных диапазонах длин волн. Для этого вещество
облучается гамма-излучениями в широком диапазоне спектра, и
осуществляется прием отраженного сигнала. Полученные спектральные яркости
сравниваются с данными каталога и затем отождествляются с известными
химическими соединениями.
Действие электронного и ядерного резонаторов основано на свойстве
вещества интенсивно поглощать электромагнитное излучение на вполне
определенных частотах. Поэтому, определив частоты интенсивного
(резонансного) поглощения исследуемого вещества, можно отождествить его
с известным набором заранее проанализированных химических
соединений. Исследуемое вещество помещается в электромагнитное поле
индукционной катушки и затем с помощью генератора и резонансного контура
определяются частоты, соответствующие наибольшей нагрузке в цепи
(резонансные частоты).
Сейсмометр служит для определения колебаний поверхности
небесного тела под действием собственной внутренней активности, падения
крупных метеоритов. Он может быть реализован на различных принципах (из-
Научные космические комплексы
470
менение емкости конденсатора под воздействием колебаний массы,
скрепленной с одной из его пластин; изменение периода колебаний струны и
т. д.) и аналогичен обычным сейсмометрам, используемым на Земле.
То же относится и к гравиметрам, предназначенным для измерения
напряженности гравитационного поля небесного тела. Они также основаны
на ангармоничности колебаний маятника, струны в условиях тяготения.
Наклономер может использовать в качестве датчика обычный
капельный уровень или маятник. В последнем случае в качестве индикатора
отклонений маятника может служить потенциометр или конденсатор.
Точность таких наклономеров составляет порядка 3° для маятникового типа
и 0,5° — для уровенного.
Для перемещения по сравнительно ровной и твердой поверхности
может использоваться колесная ходовая часть. Большей проходимостью по
мягким и сыпучим грунтам обладают гусеничные устройства. Для
преодоления ступенчатых препятствий в виде крупных камней, трещин и скаль-,,
ных образований могут быть использованы устройства шагающего типа.
При ограниченном числе перемещений может использоваться
реактивный двигатель, с помощью которого корабль приподнимается над
поверхностью, перемещается в требуемом направлении и совершает посадку.
Такой способ максимально использует систему посадки корабля на планету
и позволяет преодолевать, в принципе, любые препятствия. Однако в этом
случае требуется обеспечение многократной работы двигательной системы
и посадочных устройств, что ведет к их усложнению.
Реактивная сила может быть также использована для передвижения
корабля, выполненного в виде шара или цилиндра. При этом корабль
перемещается в сторону действия силы, катясь по поверхности.
Достоинством такого способа перемещения является малая удельная нагрузка на
поверхность (за счет большой площади контактной поверхности), что
позволяет использовать его на слабых грунтах.
Реактивная сила для перемещения на планетах с атмосферой и
сильными ветрами (как зто имеет место, например, на Марсе) может быть
заменена аэродинамической (от взаимодействия ветрового потока с
поверхностью корабля).
Использование ветра для перемещения корабля ограничено
сравнительно ровной поверхностью, лишенной существенных препятствий,
особенно ступенчатого характера.
Взлет с планет во многом аналогичен процессу выведения
космических кораблей с Земли. Основным принципиальным отличием является
полная автоматизация процесса подготовки ракеты-носителя к пуску.
Координаты места посадки могут быть уточнены на основе измерений
с Земли. Наиболее точное определение координат обеспечивается при
использовании интерферометрических методов. В этом случае после
посадки корабля его передатчик излучает когерентные радиосигналы, которые
Космические исследования Луны, планет, комет
471
принимаются несколькими наземными станциями, разнесенными на
большие расстояния (несколько тысяч километров). Увеличение базы ведет к
повышению точности определения координат. Для дальнейшего уточнения
места посадки можно использовать наряду с наземными измерительными
системами спутниковые или установленные на межпланетных кораблях.
Еще более точное определение координат может быть проведено при
наличии около планеты навигационного спутника.
Возможно также использование только автономных измерительных
средств, аналогичных используемым на Земле, для определения координат
подвижных и неподвижных наземных пунктов по небесным объектам:
Солнцу, планетам, звездам. Для этого в память ЭВМ корабля закладываются
эфемериды выбранных в качестве опорных небесных объектов и проводится
их наблюдение с помощью оптических систем. На основе наблюдений может
быть определена широта и долгота корабля.
Местная вертикаль и астродинамические измерения дают возможность
определить угловую ориентацию осей корабля в местной системе
координат, оси которой ориентированы по вертикали, в плоскости меридиана и
в перпендикулярном к ним направлении.
Координаты места посадки, эфемериды планеты и ее физические
характеристики (поля тяготения, угловая скорость, плотность атмосферы)
дают возможность вычислить время старта, направление плоскости полета
и программу по углу тангажа (и рыскания в случае необходимости) для
вывода корабля на орбиту около планеты или же сразу на межпланетную
траекторию.
Оптические средства астронавигации пригодны для планет с
прозрачной атмосферой или без нее. Для атмосфер со сплошной облачностью для
ориентации корабля могут быть использованы радиотехнические средства
навигационного определения по сигналам с Земли или с искусственного
спутника планеты.
10. 2. ИССЛЕДОВАНИЕ ВЕНЕРЫ И АТМОСФЕР Пп/\НЕТ
Проведенные в нашей стране исследования с помощью КА серии
"Венера" позволили впервые получить уникальные данные об атмосфере и
поверхности планеты Венера и произвели подлинную научную революцию в
планетологии, метеорологии и геологии.
Самым существенным результатом исследования Венеры с помощью
космических средств является определение характеристик мощной
атмосферы с неожиданно высокими значениями давления и температуры
поверхности (около 90 атмосфер и примерно 480 °С соответственно). Оказалось,
что она состоит в основном из углекислого газа (96,5 %); содержит азот
(3,5 %) и малое количество других компонент: паров воды — 10"4 ... 10"5;
Научные космические комплексы
472
Таблица 10.4. Модель облачного слоя атмосферы Венеры
Индекс
слоя
Название слоя
Высота,
км
Концентрации хнмн
ческих веществ в
облачном слое
атмосферы
H2SO, SO, Н20
Энерге
тическая
освещен
ность,
Вт/мг
Средняя
плотность
облачных
частиц,
см"3
Средний
диаметр
облачных
частиц,
мкм
А Верхний слой 90...70 10"7 10"* 10"5
дымки
В Верхний облачный 70... 50 10"6 10"7 Ю"»
слой
С Средний облачный 55...50 № 10"6 10"*
слой
D Нижний облачный 50...45 10"5 10"5 Ю-4
слой
Е Нижний слой 45...30 Ю-5 Ю"-* 10"5
дымки
2680
2300
1900
1600
1500
500
1500
300
50
10
1200
50
30
20
0,4
0,4; 2
0,3
2,5
7 -А
0,4 |
2,5 1
7 1
0,2 1
аргона - 10^ ; окиси углерода — 5 • 10"5; соляной кислоты —4-10
HF - 1ГГ6; килорода - 5 • 10"*; S02 - 10"5; H2S - 10"5; H2S04 - 10"6 ...
... Ю-5. Установлено, что в тропосфере газ находится в состоянии
адиабатического равновесия.
Обнаружены три основных слоя облачности (табл. 10.4). Верхний слой
располагается на высотах 70 ... 56 км, имеет температуру 13 °С и состоит
из сравнительно крупных (диаметром 0,4 и 2,0 мкм) частиц серной
кислоты и солей соляной; средний слой - на высотах 56 ... 49,5 км, имеет более
высокую температуру 20 °С и также состоит из частиц серной и солей
соляной кислоты; третий слой располагается на высотах 49,5 ... 47,5 км и
содержит помимо мелких (15 ... 20 мкм) частиц серной и солей соляной кислоты
элементарную серу в жидком и твердом состоянии. Ниже третьего слоя до
высоты 30 км располагается подоблачная дымка. Ниже высоты 30 км
атмосфера не содержит никаких частиц и в целом является прозрачной. Отмечена
резкая граница верхней и нижней облачности и ее высокая стабильность.
Выявленная слоистость облачности определяется фазовыми
переходами и процессами образования конденсирующихся веществ (табл. 10.5).
При этом имеет место относительная устойчивость таких процессов, как
вертикальный перенос тепловых потоков (скорость до 1 ... 2 м/с), фазовые
переходы основных аэрозольных и твердых компонент облачных слоев
(Н2 S04 и Н2 О), химические реакции диссоциации в верхней части
облачности под воздействием солнечного излучения (С02 ->■ СО + 0; Н20
Н2 +
Космические исследования Луны, планет, комет
473
Н, км
Таблица 7.5
Модель облачного слоя атмосферы Венеры.
Структурная схема циклов образования,
переноса и распада частиц облачных слоев
90
80
70
во
50
40
30
-
- =
- =
~
А
В
С
р
£
>*■
V
у
к
т, н
182
AV
со2—»-со+о
Av-световые кванты
H20^i-H2+0
М —молекулярный катализа-
. тор (СО 2 или Н20)
so3+h2o-*-h2so4
Образование серной кислоты
в результате
фотохимических реакций
Насыщение Н2 S04 и
образование кристаллов
Образование и рост капель
H2S04 347
Испарение H2S04 и ее
частичный термический распад
Термический распад H2S04
H2S04 -*-h20 + S03
so3-*-so2+o
492
"отн
0,0004
0,004
0,034
0,22
1,00
3,3
9,2
P кг м
0,00
0,01
0,08
0,4
1,5
4,3
9,9
+ О), химические реакции (S02 + О -> S03; S03 + H20 -»• H2S04)
образования серной кислоты в присутствии молекулярных катализаторов, таких
как С02 и Н2 О, и термического распада в нижней части облачного слоя
(H2S04 ->• Н20 + S03; S03 ->• S02 + О), и кроме того, поглощение,
рассеяние и отражение света в различных зонах.
Верхняя атмосфера поглощает половину солнечного света,
доходящего до планеты. Неравномерное поступление тепловой энергии и
неравномерный ее разогрев порождает сильные ветры в верхней атмосфере
(скорости достигают более 90 м/с), что обеспечивает быстрый (за несколько
секунд) перенос теплоты от нагретых областей к холодным и
обусловливает примерно (с точностью до ~ 10 °С) равную температуру верхней
атмосферы в глобальном масштабе.
Зарегистрированы значительные ветры в широтном направлении в
сторону вращения планеты вокруг своей оси (зональная циркуляция),
особенно на больших высотах. Скорости ветра на высоте 60 ... 70 км
достигают 120 м/с. По мере снижения высоты скорость ветра падает до 1 м/с
16 - 1391
Научные космические комплексы
474
Таблица 10.6. Зависимость скорости ветра в широтном
и меридианальном направлениях от высоты
Направление ветра
среднее
значение,
мс"1
Зональное —
0
1
10
3
20
25
Высота А, км
30
40 1
35 40
50
60
60
70
70
70
диапазон 0.5...1.51.5...5 15...30 15...40 30...60 30...80 50...10050...120
изменения,
мс"1
среднее
значение,
мс"1
0,5 0,5 0,5 1
Меридиа- —
нальное диапазон 0...1 0...1 0...1 0...2 0...5 6...10 0...10 0...10
изменения,
мс"1
120
100
80
Г
40
20
if Тепловая ячейка \
• обратного направления V
V
I Тепловая ненаправленная^
ч» ЭДЁййа^в ——'
£=
I Тепловая направленная V
. ячейка Гадлея J
V J
Экватор
Полюс
Рис 10.7. Схема средней меридианаль-
ной циркуляции в атмосфере Венеры
120
100
80
60
m
Солнечные тепловые потони
^Гравитационные,
юлны
Гравитацион-j
ные волны'*'
. , ' 'J
Планетарно-масштабные ()
Баротропическая в°лны )
нестабильность \
w /*~ТТ^~' Турбулеит-
Л-£—rJ /-^ - г=> ^°—' ность
Турбул|нт-И/"> Г\ Г> Нонв
- ность ' ' ^-^ Ч-А *-у иин
40
20
t-?^S
Гравитационные волны
4 V W V {-d v Jf
Нонвекция
Слабые
о[Ь^г-гх~ные
Энватор
Полюс
Рис. 10.8. Схема вихревых движений
и атмосфере Венеры
Космические исследования Луны, планет, комет 475
вблизи поверхности планеты (табл. 10.6). Имеют место и перемещения
со скоростями до 10 м/с в меридианальном направлении.
В целом предполагается, что в атмосфере имеет место достаточно
сложная картина передвижения атмосферных масс (рис. 10.7, 10.8).
При сравнительно слабой концентрации частиц в облачных слоях их
большая толщина приводит к тому, что Солнце становится невидимым
вследствие интенсивного рассеяния его излучения с высоты 63 км, а до
поверхности доходит только 2 ... 3 % солнечного света. Такой мощный
полупрозрачный экран как облачный покров, а также наличие
углекислого газа и паров воды в облачном слое (отношение Н20 к С02 равно 2 • 10^*)
и под большим давлением в нижней атмосфере (отношение Н20 к С02
уменьшается до 2 • 10"5) обусловили наличие сильного влияния
парникового эффекта на физические характеристики атмосферы Венеры, при
котором задерживается значительная часть солнечной радиации, прошедшей
через атмосферу и отраженной от поверхности в длиноволновом
диапазоне спектра, что и создало уникально высокие температуры и давление при
сравнимой с Землей толщиной атмосферы.
Измерения с космических аппаратов показали, что у Венеры
практически отсутствует собственное магнитное поле. Измеренная напряженность
магнитного поля в окрестности планеты не превысила величины 15 А/м.
В то же время межпланетное магнитное поле на удалении от Солнца,
соответствующему орбите Венеры, имеет напряженность 12 А/м. Поэтому трудно
сделать однозначный вывод о происхождении измеренного значения 15 А/м:
то ли это связано с наличием собственного слабого диполя Венеры, то ли
повышение напряженности вызвано взаимодействием межпланетного поля
с ионосферой планеты.
У Венеры не обнаружена магнитосфера и радиационные пояса. Их
отсутствие объясняется слабостью магнитного поля планеты.
Обнаружено, что на ночной стороне Венеры ниже облачного слоя
имеет место бело-голубое свечение, которое растет по мере приближения к
поверхности. Это излучение может быть связано с химическими реакциями в
атмосфере с участием соединений серы или же раскаленностью
поверхности Венеры.
Орбитальные и посадочные космические аппараты зарегистрировали
электрические разряды (молнии) в атмосфере Венеры. Частота этих
разрядов весьма высока (до 30 и более разрядов в минуту), энергия
разрядов соизмерима с энергиями земных молний. Предполагается, что
наблюдаемое свечение ночной стороны планеты, при котором граница диска
ночной стороны Венеры видна на фоне космоса, объясняется именно высокой
интенсивностью молний в облачном слое атмосферы Венеры. Кроме того,
грозовая активность может служить движущим фактором образования
многочисленных малых составляющих атмосферы. Природа молний до
конца не ясна.
Научные космические комплексы
476
Н,нм
500
500
300 -
250
160
120
ЗЕМЛЯ
Энзосфера
Термосфвра
100
100
80
60
30 (- 30
20
10
О
Мвзосфера
300
ВЕНЕРА
Солнечный ветер
Эизосфвра
н2о
Стратосфера ^-~^—ч
Н,0
Тропосфера
160
120
90
60
Термосфера
Мезосфера
Стратосфера
H,SO.
c=s
г H0SO„
С=о т
Тропосфера
h2so4+s
250
100
80
20
МАРС
Ионосфера
Мезосфера
Н20+СО2
Н0О
Стратосфера
Тропосфера
FO
Рис. 10.9. Схема вертикального строения атмосферы Земли и планет Венера н Марс^
Сама поверхность Венеры, как показала панорамная съемка с
посадочных аппаратов (видны коренные породы, камни с острыми краями и
измельченные фракции грунта), представляет собой гранитоподобные
породы, подвергнутые разрушению в основном за счет тектонических
подвижек и эрозионных процессов. Радиолокация с орбитальных космических
аппаратов показала, что в планетарном масштабе поверхность Венеры
представляет собой кратерированные равнины (60 % поверхности) и горные
плато. Перепад высот достигает 13,5 км. Самая высокая гора Максвелл
возвышается над окружающей местностью на 8 км и представляет собой
конус потухшего вулкана. Поперечник подошвы достигает 1000 км,
диаметр кратера на вершине составляет 100 км, глубина 4 км. Равнины имеют
перепад высот порядка 0,5 км; плато возвышается над равнинами на 3
... 5 км. Обнаружена рифтовая долина длиной 2250 км, шириной 280 км,
что указывает на тектоническую активность Венеры в прошлом.
Все это говорит о сходстве истории Венеры и Земли и сходстве их внуг
реннего строения.
Структура и процессы в атмосферах планет определяются большим
числом факторов и прежде всего химическим составом газов и аэрозолей,
силой тяжести, угловой скоростью, напряженностью магнитного поля,
физико-химическими характеристиками поверхности и условиями
поглощения энергии излучения Солнца (рис. 10.9).
Основными физическими параметрами атмосферы являются: давл
Космические исследования Луны, планет, комет
477
ние р, температура Т, плотность р. Они характеризуют состояние
атмосферы и во многом определяют метеорологические условия на ее
поверхности. Атмосфера подвергается воздействию электромагнитного и
корпускулярного излучений Солнца. Электромагнитное излучение оказывает
влияние на все слои атмосферы, корпускулярное — в основном, на верхнюю
ее часть. Первостепенный интерес представляют вопросы уточнения
представлений о механизме воздействия этих излучений на вещество
атмосферы и о механизме взаимодействия различных областей. Для решения этих
вопросов необходимы комплексные исследования атмосферы и
солнечной активности. Для исследования атмосфер планет необходимо провести
контактные измерения ее параметров с дискретностью по высоте до 1 км
(10 км для планет-гигантов) и точностью 1 %. Диапазоны высот и самих
измеряемых величин для планет Венера, Марс, Юпитер приведены в табл. 10.7.
Полная информация об атмосферах и условиях на поверхности планет
может быть получена при проведении одновременных измерений в различное
время суток, в различные сезонные периоды и в различных точках по широте
планет.
Наиболее изучена атмосфера Земли. Здесь проведен большой объем
систематических наземных наблюдений за атмосферой, измерений с
помощью самолетов и аэростатов, зондирования с применением
метеорологических ракет и измерений с метеорологических спутников,
пилотируемых станций, а также косвенных данных по эволюции орбит ИСЗ и
траекториям входа в атмосферу. Поэтому для атмосферы Земли разработан
большой ряд моделей. Прежде всего это модели статической атмосферы
(ГОСТ 4401-81), содержащие распределение по высоте средних основных
термодинамических параметров и других физических характеристик. Эти
модели хорошо отражают действительное состояние атмосферы на малых
высотах, где относительные величины изменения параметров
сравнительно невелики и составляют десятки процентов. С ростом высоты и
особенно после 100 км диапазон изменения параметров возрастает до ста и более
процентов, а на высоте 700 км, например, плотность атмосферы может
изменяться в 700 раз. Поэтому разработаны динамические модели
атмосферы, учитывающие воздействия основных возмущающих факторов
(активность Солнца, условия освещенности Солнцем атмосферы в целом и
отдельных ее частей, геомагнитная активность) и дающие возможность более
достоверно определить параметры верхней атмосферы над различными
географическими районами Земли в разное время года и суток с учетом
активности Солнца. Отклонения параметров атмосферы, определенных на основе
динамических моделей, от реальных сокращаются по сравнению с
отклонениями, имеющими место при использовании статических моделей.
Однако и они могут составлять значительную величину (до 200 % для высоты
500 км). Это объясняется недостаточностью наблюдательного материала.
Поэтому с течением времени проводится уточнение моделей.
Таблица 10.7. Задачи и требования к аппаратуре космических объектов
для контактных исследований атмосфер планет
Определяемые
характеристики
Вертикальный профиль
Давление
Температура
Плотность
Химический состав
Газ
Аэрозолей
Пылевых частиц
Оптические свойства
Энергетическая осве-.
щенность
Альбедо
Показатель ослабления
Природа и структура облаков
Размер и химический
состав частиц аэрозопей «
1
Максимальный
шаг измерений
по высоте, км
Марс,
Венера,
Земля
1
1
1
10
10
10
I...2
1...2
1
1...2
шт
Юпитер
10
10
10
20
20
20
10
10
10
10
Максимальная
точность
измерений, %
1
1
1
2
2
2
5... 10
5 ... 10
5 ... 10
10
Диапазон
Венера
до 10' Па (100 атм)
до 770 К
до 72 кг/м3
С02 -97%
N2-3%
Н20; 02; СН4
СО; S02 -1 %
H20,H2SO„; HC1
2-2700 Вт/м1
0... 1
0... 10"6 см"1
0,4 ... 7,0 мкм .
w
изменения измеряемых величин
Марс
до 10! Па (1 атм)
90 ... 260 К
до 1 • 10"' кг/мэ
С02 - 95 %
Аг-1,5%
СО; 0-1%
Н20;02;
0,-1%
900...750 Вт/м1
0,05 ... 0,8
iSiL*.-*.
Юпитер
порядка 10" Па
(1000 атм) при ДА =
= » 700 км
порядка 1700 К
при Д/г = >* 700 км
до 18 кг/м3
при Дй < 700 км
Н2 -50-86%
Не - 14-50 %
СН„; С2Н2;
С,Н6; NH3;
Н20-1%
2 Вт/м1
-0,25
_
Размер и химический
состав кристаллических
и пылевых частиц
10
10
г =0,5... 10 мкм NH3,NH4,SH;
Вертикальная
структура облачности
Структура облачности
и ее эволюция
Альбедо облаков
Напряженность
электромагнитного поля
Циркуляция
Скорость и направление
ветра
Турбулентность
Акустические шумы
Радиошумы
1.
1
1.
1
1.
1 .
1
1
.2
.2
.2
..2
10
10
10
10
10
10
10
10
10
10
10
10
10
10
10
10
-
Четырехдневный
цикл глобальных
перемещений
—
-
Горизонтальная
Кг = 0... 160 м/с
Вертикальная
Кв=0... 1,5 м/с
Горизонтальная
Кг = 0 ... 0,2 м/с
—
Пылевые облака
~
-
до 130 м/с
"
_
Полосы в
широтном направлении
-
до 100 м/с вдоль па
раллелей
Научные космические комплексы
480
Для атмосфер планет-гигантов имеются пока только данные
дистанционных наблюдений их верхнего слоя над облачным покровом. Поэтому
в настоящее время отсутствуют достоверные модели этих атмосфер.
Существуют только теоретические модели, основанные на предложениях о
химическом составе газа атмосферы (в основном о соотношении газов Н2
и Не). Они построены относительно уровня с давлением 10 5Па, при этом
удаление от планеты соответствует положительным высотам h,
приближение к ней — отрицательным. Для моделей атмосферы, состоящей из 86 %
водорода и 14 % гелия, давление 188 Па (1000 атм) достигается при h =
= — 700 км. При этом Т = 1400 °С, а плотность 18 кг • м-3. Для моделей с
повышенным содержанием гелия (50 % Н2 и 50 % Не) такое же давление
имеет место на высоте h = — 230 км при температуре Т = 255 °С и
плотности 90 кг • м-3.
Исследование химического состава атмосферы необходимо для
изучения ее происхождения и эволюции. Это служит также важной
информацией при изучении морфологии самой планеты. Кроме того, состав
атмосферы во многом определяет агрессивность среды для космических
аппаратов, предназначенных для планетных и атмосферных исследований.
Дискретность контактных измерений химического состава по высоте
допустима в пределах от 5 до 20 км, точность измерений — 2 %. При этом помимо
газообразных компонент необходимо определение химического состава
аэрозолей и пылевых частиц, а также влажности.
Оптические свойства атмосферы определяют ее освещенность и
дальность видимости и зависят от характеристик поглощения и рассеяния
солнечного света. Кроме того, эти свойства во многом обуславливают
тепловой режим атмосферы и являются определяющими для контрастности
наблюдаемых изображений поверхности планеты. Измерения
освещенности, характеристик поглощения и рассеяния должны проводиться в
нескольких диапазонах спектра на различных высотах в различные времена суток.
Дискретность контактных измерений по высоте целесообразна 1 ... 2 км
(для планет-гигантов до 10 км), допустимая погрешность - до 10 %.
Инертные газы не вступают в реакцию с другими веществами и
поэтому они накапливаются в атмосфере, начиная с момента образования
планеты в периоды активной вулканической деятельности и
газовыделения литосферы. Поэтому абсолютное содержание инертных
газов может служить важнейшим признаком при анализе эволюции
планеты.
Такая же изолированность относится и к изотопам инертных газов.
Их соотношение определяется временем, прошедшим с момента их
образования. Поэтому относительные процентные содержания инертных газов
(например, Ne20/Ne22; Кг84/Кг88) являются основным индикатором
возраста планеты. Содержание инертных газов в атмосфере весьма мало (Ю-7 ...
... 10"5 относительно основной атмосферной составляющей). Достаточно
Космические исследования Луны, планет, комет 481
точное их определение, до 10 %, требует длительного аккумулирования
(порядка нескольких минут).
Облачность оказывает существенное влияние на большинство
физических характеристик всей атмосферы: альбедо, тепловой режим, агрегатное
состояние аэрозолей, освещенность, а также на происходящие в ней
термодинамические процессы и циркуляцию. Степень ее влияния зависит от
состава облаков, высоты их расположения, структуры и однородности.
Контактные измерения позволяют с высокой точностью выявлять структуру
облачности по высоте и определять факторы, ответственные за процесс
образования и обеспечивающие условия устойчивого существования
облаков и облачных систем. Такими факторами прежде всего являются:
химический состав, температура, давление и турбулентность газовой
компоненты облаков, химический состав, микрофизические свойства,
агрегатное состояние, количество и размеры аэрозолей, поглощение собственного
излучения Солнца, отраженного от поверхности планеты и рассеянного
атмосферой, напряженность электромагнитных полей, соотношение
нейтральной и ионизированной компонент атмосферы.
Эти характеристики целесообразно измерять по высоте с дискретностью
1 ... 2 км (для планет-гигантов до 10 км) и с погрешностью не
превышающей 10 %. Альбедо целесообразно измерять для каждого из слоев
облачности; структуру, распределение и перемещение — глобально. Кроме того,
глобально в различные сезоны и времена суток целесообразно
исследование и остальных характеристик облачности дистанционными методами.
Требования к аппаратуре в этом случае аналогичны требованиям к
аппаратуре метеорологических спутников Земли.
Циркуляция атмосферных масс влияет на тепловой режим атмосферы
в целом, приповерхностного слоя и самой поверхности планеты. Кроме
того, в приповерхностном слое она оказывает существенное влияние на
поверхность планеты через ветровую эрозию, а при наличии влаги — и через
водную эрозию. Горизонтальные и вертикальные перемещения
атмосферных масс могут вызвать также перенос значительных количеств жидких
(в виде паров и аэрозолей) и твердых (в виде пылевых облаков) масс
с поверхности на значительные расстояния. При этом в одном более
нагретом месте планеты вещество может испаряться (или захватываться
ветром), а в другом - выпадать в виде жидких или твердых частиц и
скапливаться в больших количествах, тем самым существенно изменяя облик
поверхности.
Динамика ионосферы характеризуется полем скоростей ветра на
различных высотах в глобальном (общая циркуляция) и локальных
масштабах (порывы, турбулентность). Скорость и направление ветра при
контактных методах целесообразно измерять с дискретностью по высоте порядка
1 км (для планет-гигантов — 10 км) и погрешности, не превышающей 1 %.
Места измерений целесообразно распределять равномерно над всей плане-
Научные космические комплексы
482
той и особенно в широтном направлении (экваториальная область,
средние широты, полярные районы) и проводить в различные сезоны и
времена суток. При дистанционных методах допустимы большие погрешности
измерений, но при этом обеспечивается глобальность и равномерность
наблюдений.
Грозовая деятельность в атмосфере является показателем взаимной
подвижности атмосферных масс, их химического состава,
микрофизических свойств, агрегатного состояния и количества аэрозолей. Грозовые
разряды могут быть обнаружены как светлые полосы в изображениях
атмосферы в видимом и других диапазонах спектра электромагнитного
излучения. Их наличие и интенсивность могут быть определены с помощью
микрофонов по характерным акустическим сигналам, а также с помощью ра-1
диометров в радиодиапазоне по характерным всплескам радиосигналов!
Дистанционные исследования физических и химических характерис-1
тик атмосфер планет основываются на измерении интенсивности излуче-1
ния и поглощения в спектральных диапазонах, характерных для различ-0
ных газов. Для изучения циркуляции атмосферы используются
наблюдения за облачными образованиями. При этом применяется аппаратура,
аналогичная той, которая устанавливается на метеорологические
околоземные спутники. Однако в случае исследования планет используется менее
информативная аппаратура с тем, чтобы результаты измерений могли быть
переданы по линии связи Земля — КА, обеспечение работы которой при
значительном удалении планеты связано с техническими трудностями
(высокая мощность передатчиков КА, чувствительность приемников на
Земле, большой диаметр передающей антенны на КА и ее остронаправленность).
Измерения могут проводиться при пролете около планеты (на
пролетной траектории) и с орбиты искусственного спутника планеты.
Желательно, чтобы в сеансы измерений обеспечивалась прямая видимость
космического корабля с наземных станций приема информации. В противном
случае возникает потребность в бортовых запоминающих устройствах
большой емкости.
Прямые измерения характеристик атмосферы позволяют проводить
контактные методы. Тем самым в значительной мере исключаются
методические погрешности измерений и достигается большая достоверность
результатов. Наряду с этим, контактные методы требуют сложных
технических устройств для обеспечения прохождения аппарата через атмосферу и
проведения измерений в отдельных ее областях.
Так, измерения контактными методами могут проводиться с помощью
искусственных спутников планеты, спускаемых на поверхность кораблей
и плавающих в атмосфере аппаратов. Высота полета спутников должна
соответствовать исследуемым областям атмосферы планеты. Таким путем
сравнительно легко могут быть исследованы верхние слои атмосферы, не
оказывающие существенного сопротивления орбитальному движению КА.^
Космические исследования Луны, планет, комет
483
Появляющееся с понижением высоты заметное сопротивление атмосферы
само может быть использовано для оценки плотности. Для этого на
спутнике устанавливается высокочувствительный акселерометр для измерения
ускорения торможения или же используются внешнетраекторные
измерения орбитального движения. Акселерометрические измерения позволяют
проследить эволюцию движения КА, по ней восстановить действующие на
спутник возмущающие силы и отсюда, зная массу, форму, площадь миделя
спутника, его ориентацию и характер обтекания потоком, можно получить
плотность атмосферы. Такой способ определения плотности атмосферы на
основе орбитальных измерений наиболее целесообразен для оценочных
исследований средней плотности по высоте, так как для тонких исследований
(разработки динамической модели) необходимы достаточно частые
измерения плотности атмосферы по траектории движения (один раз за несколько
минут), что трудно реализуется с помощью наземных средств для всей
орбиты из-за локальности их размещения по поверхности Земли, а также
значительных погрешностей измерений в сравнении с эволюцией орбиты за
малое время между измерениями. С другой стороны, использование акселе-
рометрических датчиков дает возможность определить с требуемой
дискретностью по времени силовое воздействие атмосферы и отсюда (аналогично
предыдущему) выделить плотность атмосферы по траектории движения
спутника.
Низковысотные спутники имеют малое время активного
существования. Увеличить его можно путем использования эллиптических орбит с
высоким апоцентром или же применением двигателя, компенсирующего
сопротивление атмосферы. В первом случае высота и положение перицентра
выбираются равными наибольшей высоте исследуемой области атмосферы.
С течением времени за счет сопротивления атмосферы происходит
уменьшение высоты апоцентра и лишь в незначительной степени перицентра. Тем
самым существенно увеличивается время существования КА по
сравнению со временем существования его на круговой орбите высотой, равной
высоте перицентра.
Использование компенсирующей сопротивление атмосферы
реактивной двигательной установки дает возможность проводить измерения
плотности столь долго, на сколько рассчитан ее ресурс. Высота и
продолжительность измерений при использовании компенсирующей двигательной
установки определяются величиной ее тяги и суммарным импульсом. Так,
при использовании высокоэффективных двигателей малой тяги высота
полета должна быть такой, при которой величина сопротивления
атмосферы не превышает тяги двигателя (точнее, суммарный импульс сил
сопротивления не превосходит суммарного импульса двигателя за то же время).
Химические двигатели принципиально позволяют исследовать более
низкие слои атмосферы. Но в этом случае также необходимо, чтобы на
наименьшей исследуемой высоте сила сопротивления атмосферы не превос-
Научные космические комплексы 484
ходила тяги двигателя, а суммарный импульс тяги двигателя был равен
или превосходил суммарный импульс силы от сопротивления атмосферы
за время проведения исследований.
Для уменьшения тормозящего влияния атмосферы при ее
зондировании может быть использована тросовая система. При этом космический
аппарат сравнительно больших габаритных размеров и массы движется на
достаточно большой высоте, а малая по объему и массе датчиковая система
спускается с него на тросе значительной длины (до сотен километров).
Датчиковых систем может быть несколько и их можно равномерно
расположить по длине троса. В этом случае в принципе можно получить
вертикальный разрез верхней атмосферы.
Спускаемые на поверхность корабли дают возможность получить
разрез атмосферы, т. е. провести ее изучение на всех высотах. На участке
гиперзвуковых скоростей, где происходит наиболее интенсивное
взаимодействие корабля с атмосферой, затруднительно использовать контактные
датчики. Это связано с высокой степенью трансформации
физико-химических характеристик атмосферы вблизи корабля. На этом участке
основным источником информации об атмосфере служат акселерометрические
датчики.
После уменьшения скорости до звуковых величин изменяется
характер обтекания аппарата газом и создаются условия, благоприятные для
измерений с помощью контактных приборов. Эти условия сохраняются вплоть
до момента посадки корабля на поверхность планеты.
При исследовании атмосферы с помощью спускаемых аппаратов
получается ее разрез по траектории спуска. При этом могут быть
определены распределение по высоте температуры, давления, освещенности, а
также химического состава газов и аэрозолей. Для определения вариаций этих
величин, свойственных различным районам планеты, времени года и суток,
необходимо проводить в соответствующие районы и в требуемые времена
запуски кораблей.
Существенный интерес представляют данные об атмосфере,
получаемые одновременно с нескольких спускающихся кораблей. Это позволяет
изучать взаимосвязь процессов в атмосфере планеты.
На спускаемых кораблях затруднительно изучение циркуляции
атмосферы из-за сравнительно больших скоростей движения аппарата в верхних
слоях атмосферы и незначительных возмущающих воздействий
циркуляции на траекторию движения корабля.
Наиболее полно циркуляция атмосферы, а также другие
физико-химические характеристики атмосферы могут быть получены посредством
аппаратов, плавающих в атмосфере планеты, т. е. аэростатов и дирижаблей.
Высота полета может задаваться подбором состава газа и массой его
гондолы и оболочки.
В атмосферу планеты аэростат может быть доставлен в спускаемом
Космические исследования Луны, планет, комет 485
аппарате. После снижения скорости до дозвуковой и торможения корабля
с помощью парашюта отделяется оболочка спускаемого корабля,
производится отделение аэростатов и заполнение их газом. Аэростат выходит на
расчетную высоту и начинает свой дрейф в атмосфере планеты.
Измерительная информация может передаваться на Землю
непосредственно с аэростата или через спутник-ретранслятор. В первом случае
существенно утяжеляется масса гондолы аэростата с учетом
необходимости применения более сложной передающей аппаратуры, но упрощается
структура космического комплекса за счет отсутствия
спутника-ретранслятора. При использовании спутника-ретранслятора упрощается
радиокомплекс аппарата и он может быть укомплектован более информативной
аппаратурой или же аэростат может быть сделан более легким.
Датчики системы могут быть размещены на длинном тросе, который
спускается с аэростата в более плотные слои атмосферы на десятки
километров. В этом случае открывается возможность получения разреза средних
и нижних слоев атмосферы по трассе движения аппарата, что значительно
расширяет информационные возможности эксперимента и увеличивает его
значимость.
Перадача измерительной информации от датчиков может быть
организована через гондолу. Для этого должна быть предусмотрена проводная
связь или радиосвязь между ними.
Использование результатов контактных измерений существенно
повышает значимость дистанционных методов. Они становятся более
достоверными за счет появления опорных значений по всем основным
параметрам атмосферы. Так, по концентрации газов по высоте и вертикальному
профилю давления, полученным контактными измерениями, можно
дистанционными методами определить вертикальный разрез температуры в
глобальном масштабе. При этом используется свойство газов излучать
энергию в более широком спектре по мере роста его давления, как это
делается в наземной метеорологии.
При контактном измерении температуры могут быть использованы
термодатчики различных типов. Наиболее распространены термопары. Они
обеспечивают измерение температуры в широком диапазоне значений,
компактны и надежны, но обладают сравнительно высокой погрешностью —
до 5 %. Более высокая точность (1 %) обеспечивается при использовании
электрических методов, например, при измерении величины сопротивления
терморезистора.
Для измерения пороговых значений температуры используются
методы, основанные на изменении агрегатного состояния рабочего тела
(сублимация сернистого фосфора, плавление легкоплавких смесей) или
изменении цвета чувствительного вещества. Точность этих методов сравнительно
низка: для первой группы методов составляет 2 %, для второй — 20 %.
Мембранные манометры обеспечивают измерение давления в широком
Научные космические комплексы 486
диапазоне (0,25 ... 500) • 10s Па. Они надежны, сравнительно просты по
устройству и не требуют затрат энергии. Точность измерений составляет 5 %.
Более широкий диапазон измерений (102 ... 107 Па) и большая точность
(до 2 %) обеспечиваются емкостными датчиками давления (рис. 10.10).
Они надежны, сравнительно просты и требуют малых затрат энергии.
Для измерения низких давлений (Ю-4 ... 1040 Па) используется
ионизационный манометр (рис. 10.11). Его действие основано на изменении силы
тока в цепи с ионизованным газом. Большему давлению соответствует
большее число ионизированных частиц, а следовательно и больший ток.
Исследуемый газ ионизируется пучком электронов. Точность метода составляет
20... 30%.
Плотность газа может быть определена с помощью плотномера. Его
действие основано на измерении декремента затухания колебаний
маятника, камертона, струны и т. д. Способ применим при давлениях не ниже
10 Па, точность измерений 5 ... 10 %.
При давлениях газа выше 10 Па для определения химического состава
используются амплитудные и пороговые газоанализаторы. Амплитудные
газоанализаторы основаны на измерении скорости протекания химических
реакций, характерных для исследуемого газа, или на измерении количества
продуктов химических реакций за определенный промежуток времени.
Точность таких газоанализаторов не хуже 2 %.
Пороговые газоанализаторы используются для установления факта
присутствия того или иного газа, или же для подтверждения
предполагаемого процентного его содержания в смеси. Здесь также используются
характерные химические реакции или же характерные его физические свойства,
например теплопроводность.
Масс-спектрометр позволяет определить молекулярный состав
газовой среды. В нем используется принцип разделения потока одинаково
заряженных частиц различных масс в магнитном поле (рис. 10.12). Для
этого исследуемый газ предварительно ионизируется (например, потоком
электронов), затем ускоряется в электрическом поле,и с помощью
фокусирующего устройства добиваются такой ситуации, что все частицы газа на
Мембрана
Вану/мная
камера
еморана |^-_^
г—4^—I
Пластины
конденсатора
^
Измеритель
емкости
Исследуемый
газ —;
Рис. 10.10. Схема емкостного датчика
давления
Рис. 10.11. Схема ионизационного мано- Л
метра
Космические исследования Луны, планет, комет
487
Ионизирующий
поток частиц
Исследуемый
газ
■Ги
Ускоритель
Фокусирующее
Ионизатор
Рис. 10.12. Схема масс-спектрометра
Силовые линии
магнитного поля
Чувствительный элемент
выходе из фокусирующего устройства имеют одинаковую скорость. В
магнитном поле происходит селекция частиц и те из них, которые имеют
меньшую атомную массу, движутся по более крутой траектории, большую
атомную массу — по более пологой. Это отклонение фиксируется с помощью
чувствительных элементов.
Грунтозаборное устройство служит для забора образцов грунта с целью
последующего их анализа на борту посадочных или подвижных аппаратов
либо доставки на Землю с помощью средств возвращения. Грунтозаборны-
ми устройствами оборудовались аппараты, исследовавшие Луну, Марс,
Венеру. В качестве примера рассмотрим работу устройства,
предназначенного для забора венерианского грунта как наиболее технически сложного
(рис. 10.13).
Вакуумная
емкость для
понижения
давления
перед
открытием
задвижки
Нлапакы
Внутренняя полость
грунтозаборного
устройства
Полое сверло
Рис. 10.13. Схема грунтозаборного устройства КА "Венера-13" и "Венера-14"
Научные космические комплексы
488
Источник
радиоактивного
излучения
Рис 10.14. Схема рентгенонского
флюоресцентного спектрометра
Счетчик
Окно счетчика
Амплитудный
анализатор
Возбуждающее
излучение
Возбужденное излучение
Проба грунта
Для доставки грунта внутрь
посадочного аппарата (анализатор
требует понижения давления до
(7 • 103) Па и температуры
не выше сорока градусов)
используется принцип пылесоса.
Размельчение и забор грунта
производится с помощью полого перового
сверла, вращаемого
электродвигателем. Далее производится разгерметизация внутренней полости грунто-
заборного устройства, имеющего малое давление газа по сравнению с
давлением атмосферы Венеры. Под действием потока газов, созданного за счет
разности давлений на поверхности Венеры и полости внутри грунтозабор-
ного устройства, венерианская порода через полое сверло и трубопровод
поступает в капсулу. Далее с помощью клапана капсула изолируется от
атмосферы Венеры. Понижение давления оставшихся в капсуле и около
нее газов достигается использованием вакуумированной емкости большого
объема. Для этого открывается клапан, соединяющий емкость с капсулой.
В результате устанавливается необходимое низкое давление. После этого
открывается герметичная задвижка и лоток подается в зону анализа.
Методом флюоресцентного рентгено-радиометрического анализа
можно определить концентрацию основных породообразующих элементов
грунта планеты. Так, этим методом можно оценивать содержание магния,
кремния, железа, сурьмы, свинца и других элементов. Схема соответствующего
спектрометра приведена на рис. 10.14. Излучение радиоактивного
источника возбуждает флюоресцентное рентгеновское излучение породообразующих
элементов, содержащихся в пробе грунта. Возбуждаемое флюоресцентное
рентгеновское излучение регистрируется специальными счетчиками,
сигнал с которых подается на амплитудный анализатор. На выходе прибора
получается спектр рентгеновского излучения анализируемой пробы грунта
в диапазоне 1 ... 30 кэВ.
Гамма-спектрометр позволяет измерять плотность потока и
спектральный состав гамма-излучения изучаемой породы и определять по этим
замерам концентрации таких естественных радиоактивных элементов, как уран,
торий, калий. Диапазон регистрируемых энергий гамма-квантов составляет
0,3 ... 3,0 МэВ.
Сцинтилляционный гамма-датчик вырабатывает электрические
сигналы, пропорциональные энергии попадающих гамма-квантов. Эти
электрические сигналы регистрируются фотоумножителем, а затем усиливаются и
поступают в амплитудный анализатор.
Космические исследования Луны, планет, комет
489
Принцип работы плотномера приведен на рис. 10.15. Гамма-кванты,
излучаемые изотопными источниками, рассеиваются породой и
регистрируются детекторами, расположенными за разделительным экраном на
различном расстоянии от источника. Между плотностью рассеивающей среды и
интенсивностью рассеянных гамма-квантов существует устойчивая
взаимосвязь.
С помощью спектрометра можно исследовать спектральный состав
рассеянного в атмосферах планет солнечного излучения. Это позволяет
проводить оценку содержания в атмосфере веществ, поглощающих
солнечное излучение, например воды, аммиака, двуокиси серы, углекислого
газа. На ночной стороне планеты может использоваться активная
спектроскопия с применением искусственного источника излучения. Свет, пройдя
через исследуемую среду, разлагается на составляющие по длине волны с
помощью дифракционной решетки или призмы, а затем поступает на
детектор. Получается зависимость интенсивности излучения от длины волны.
Нефелометр позволяет проводить эксперименты по исследованию
оптических и микрофизических характеристик аэрозолей, находящихся в
атмосферах планет и облаках. Принцип работы нефелометра основан на
активном зондировании атмосферы излучением активного источника и
регистрации показателей рассеяния. Генерируемое излучение рассеивается на
частицах аэрозолей и воспринимается фотоприемным трактом, состоящим
из объектива, линзы, светофильтра и фотодиода.
В облачном слое атмосферы происходят сложные процессы синтеза и
распада веществ, их фазовые переходы и вертикальные перемещения
образующихся при этом под воздействием солнечного излучения и теплоты
низлежащих слоев атмосферы твердых, жидких или газообразных
фракций. Для их изучения необходимо прежде всего измерение физических и
химических параметров атмосферы (табл. 10.8).
Напсула с источником Детекторы гамма-
гамма-излучения -излучения (гейгеровские счетчики)
Рис. 10.15. Схема работы плотномера
Таблица 10.8. Задачи и требования к научной аппаратуре при исследовании облачного слоя атмосферы Венеры
Объекты исследования Измеряемые параметры
Прибор
Точность измерений
Интервал измерений
Вертикальные
профили температуры и
давления
Химический состав
атмосферы и
концентрация ее основных
компонентов
Химический состав
и концентрация малых
составляющих
атмосферы
Химический состав
аэрозолей и твердых
частиц
Агрегатное
состояние и микроструктура
аэрозоля
Вертикальная и
горизонтальная структура
облачности
Температура, давление Термистор, ма- 0,1 °С
нометр 10" Па (0,1 атм)
Масса и количество
атомов и молекул
Количество
разделенных атомов и
молекул
Концентрация
химических веществ
Спектр и
интенсивность рассеянного
излучения Солнца
Коэффициент
направленного рассеяния,
степень поляризации
Размер и количество
крупных частиц
Интенсивность
прямого солнечного
излучения
Спектр и
интенсивность рассеянного
излучения Солнца
метр
Масс-спектро- Чувствительность
10"*
По высоте 10 м
По высоте 1000 м
Газовый хро- Чувствительность По высоте 500 м
матограф 10"*
Химические Чувствительность По высоте 500 м
анализаторы, газо- 10~*
вый хроматограф
Спектрофото- Спектральное разре- По высоте 500 м
метр, фотометр шение 10А
Сканирующий 10 %; 0,5 %
поляриметр
Счетчик частиц 10 %
Датчик Солнца 5 %
Нефелометр, 5 %
спектрометр,
фотометр
По высоте 500 м
По высоте 500 м, в
горизонтальном
направлении 100 км
Тепловой баланс
слоев облачности
Глобальная
циркуляция атмосферы
Вихревые потоки
атмосферы
Электрофизические
характеристики
атмосферы
Интенсивность
излучения в ИК-диапазоне
Траектория
движения атмосферных масс
Направление и
скорость порывов ветра
Температура
Давление
Высота
Перегрузки по трем
осям
Оптические свойства
атмосферы и аэрозоля
Направление и
скорость ветра
Температура
Давление
Высота
Перегрузки по трем
осям
Оптические свойства
атмосферы и аэрозоля
Напряженность
электрического поля
Электрическая
проводимость среды
Электромагнитные и
звуковые сигналы от
разрядов
Радиометр 5 %
Траекторные 50 км
измерения 5 м/с
Анемометр 10 ;
0,3 м/с
Термистор 0,1 ° С
Манометр Ю4 Па (0,1 атм)
Высотомер 100 м
Акселерометр 10"1 см/с2
Нефелометр 5 %
Анемометр 3°С
0,1 м/с
Термистор 0,01 °С
Манометр 5 • 10 Па (0,0005 атм)
Высотомер 30 м
Акселерометр 10""3 см/с*
Нефелометр 3 %
Датчики напря-10 %
женности
Датчики про- 10 %
водимости
Приемник и 10 %
микрофон
По высоте 500 м
По высоте 10 км, в
горизонтальном
направлении 50 км
По высоте 1 км, в го-
горизонтальном
направлении 10 км
По высоте 500 м
По высоте 500 м
По высоте 20 км, в
горизонтальном
направлении 1000 км
Научные космические комплексы 492
При проведении контактных измерений параметров облачного слоя с
целью исследования происходящих в нем физико-химических процессов
необходимо, чтобы были созданы такие условия для работы аппаратуры,
при которых отсутствовало бы влияние эффектов взаимного движения
измерительной аппаратуры и исследуемой среды, а также обеспечивались
бы достаточно частые измерения по высоте. Этим условиям
удовлетворяют такие технические средства, которые обеспечивают сравнительно
небольшие скорости вертикального движения научной аппаратуры.
Наименьшие скорости вертикального движения способны обеспечить
аэростаты (рис. 10.16, 10.17). Они же дают возможность получить
практически нулевые относительные скорости в горизонтальном направлении
и длительное время (сутки, недели) пребывания аппаратуры в облачном
слое. Это весьма важно при проведении высокодетального его
исследования в связи с тем, что требуется значительное время (до 5000 с) для
проведения высокоточного измерения такой аппаратурой, как газовый
хромограф, анализатор аэрозолей, масс-спектрометр, измеритель
влажности. Поэтому для высокодетального исследования облачного слоя
целесообразно использование аэростатов, медленно (в течение нескольких
суток) спускающихся или поднимающихся за счет уменьшения или
увеличения газа в оболочке.
Масса аэростатных систем из-за необходимых для их развертывания
в атмосфере Венеры технических устройств (емкостей для хранения на
участке перелета газа, контейнера для хранения оболочки) сравнительно
велика.
Более лучшими (примерно в два раза) массовыми характеристиками
Рис. 10.16. Схема доставки и развертывания аэростата
Космические исследования Луны, планет, комет
493
Вспомогательный
аэростат
Датчини на тросе
Основной аэростат
оидола с научными
служебными системами
Датчини на тросе
Рис. 10.18. Схема аэростата с тросовой системой ^^ Планета ^^"^^
обладают парашютные системы. Парашют дает возможность осуществить
медленный спуск со скоростью 2 ... 5 м/с в облачном слое атмосферы
Венеры на высотах ниже 65 км, где плотность атмосферы становится
достаточной. Зависимость массы парашютной системы, включающей в себя
основной парашют (или несколько парашютов), вытяжной парашют и
средства автоматики раскрытия, от средней скорости спуска на высотах
65 ... 45 км и от массы гондолы с научной аппаратурой представлена на
рис. 10.19.
Видно, что сравнительно легкие парашюты, меньшие по массе, чем
оболочки аэростатов, способны обеспечить пребывание научной аппаратуры в
основных наиболее важных слоях атмосферы В, С, D в течение часа
(скорость спуска 5 м/с). За это время можно провести достаточное
количество измерений параметров атмосферы и осуществить передачу полученной
информации на пролетный аппарат или спутник Венеры, а затем и на Землю.
Наилучшими техническими средствами для исследования глобальной
циркуляции являются плавающие средства и прежде всего аэростаты.
Двигаясь практически с нулевыми относительными скоростями в потоках
атмосферы, они позволяют наиболее точно определить скорости и
направления атмосферных потоков. Для этого необходимо определение
траектории движения аэростата, что может быть реализовано с помощью
наземных и космических измерительных средств.
Для исследования глобальной циркуляции в пределах облачного слоя
Венеры, где скорости потоков изменяются от 15 до 120 м/с, необходимо
использование нескольких аэростатов, рассчитанных для плавания на раз-
Спутнин
Верхняя граница
атмосферы
Рис. 10.17. Схема использовании тросовой
системы для зондирования верхней
атмосферы планеты со спутников
Научные космические комплексы 494
личных высотах от 30 до 60 км. Также необходимо несколько аэростатов
для исследования зональной циркуляции на различных широтах
(экваториальных, средних, приполярных).
Установка на аэростат кроме радиоизлучателя сравнительно легкой
метеорологической аппаратуры (анемометров, термометров, датчиков
давления, освещенности и нефелометра) открывает возможности
исследования не только глобальной, но и локальной циркуляции. Это может быть
сделано особенно полно, если получаемые метеорологические параметры
смогут быть привязаны к высоте полета аэростата, для чего на нем
необходимо установить высотомер, а для регистрации локальных ветровых I
воздействий (порывов) в вертикальном и горизонтальном направлениях
датчики перегрузки по трем осям.
Таким образом, для исследования процессов в облачном слое атмос- I
феры могут быть в зависимости от требуемой детальности использованы
тяжелый медленно спускающийся аэростат или парашют. Для исследования
глобальной циркуляции необходимо несколько аэростатов с излучателем
радиосигналов, выводимых на различные широты планеты и плавающих в
диапазонах высот 30 ... 55 км. Исследование локальных циркуляции
требует дооснащения аэростатов метеорологической аппаратурой и
аппаратурой для измерения высоты и перегрузок.
Для плавания в атмосфере Венеры в качестве рабочего тела могут быть
использованы многие газы. Прежде всего это гелий и водород. На участке
перелета они могут храниться в газообразном состоянии в баллонах. Для
этих случаев зависимости суммарной массы контейнера с аэростатом
(масса собственно аэростата, системы хранения и подачи газа, контейнера)
перед его развертыванием в зависимости от высоты плавания, веса гондолы
с научной аппаратурой и плотности оболочки приведены на рис. 10.20.
Водород на участке перелета может храниться в связанном состоянии,
например, в виде гидрида металла ВеН2, что исключает необходимость
использования тяжелых баллонов. Водород высвобождается при реакции
гидрида с водой, при которой получается 13,5 % водорода от массы гидрида
и воды. Использование водорода в связанном виде обеспечивает существенно
(до 100 %) лучшие массовые характеристики, чем при его хранении в бал-s
лонах. 1
Также выгодной с массовой точки зрения является доставка рабочего I
вещества аэростатов в жидкой фазе. Так, может в жидкой фазе доставлять- ]
ся гидразин, который при заполнении аэростата разлагается в присутст-i
вии катализатора на водородно-азото-аммиачную смесь. 1
Недостатком рассматриваемой схемы является ограниченность плавания |
до 60 км из-за конденсации аммиака. Кроме того, при реакции разложения |
выделяется теплота и газы нагреваются до 600 °С. Поэтому при
использовании нетермостойких оболочек необходимо охлаждать газовую смесь
перед впуском ее в оболочку.
т.\0
ной системы от скорости V спуска и массы
т гондолы
Наземные
станции
Спутниц с
измерительной системой
Рис. 10.20. Зависимость массы т аэростата
на гелии от высоты Я полета и массы
тг гондолы для двух значений плотности
р _оболочки
Рис. 10.21. Схема построения
измерительных комплексов для определения
параметров движения венернанских
аэростатов
Рис. 10.22. Измеряемые величины при
фазовой интерферометрии:
At — временная задержка; Др — сдвиг
фазы
Д*.ДЧ>
База интерферометра
Научные космические комплексы 496
Для определения параметров движения венерианских аэростатов
могут быть использованы измерительные средства космического и наземного
базирования (рис. 10.21).
Достаточно высокая точность может быть достигнута при
использовании в качестве носителей измерительных средств искусственных
спутников Венеры (ИСВ). Принцип действия таких комплексов аналогичен
работе околоземных космических навигационных систем. При этом
измерительная информация может обрабатываться как на борту ИСВ, так и
передаваться для этого на Землю. Помимо высокой точности определения
параметров движения аэростата спутниковый измерительный комплекс дает
принципиальную возможность непрерывно отслеживать движение
аэростата. Недостатком такой схемы является необходимость создания и запуска
специализированного спутника и вследствие этого ее высокая стоимость.
Использование только наземных средств обходится более дешево, но
обеспечивает определение траекториии аэростатов только при их
расположении на видимой с Земли стороне атмосферы Венеры и с большими
ошибками.
Наибольшая точность обеспечивается при использовании методов
дифференциальной интерферометрии в сочетании с непосредственными
измерениями с Земли дальности Д и радиальной скорости Д аэростата. При этом
в качестве объекта с известными координатами может быть использован
спутник Венеры с излучателем сигналов, аналогичным тому, который стоит
на аэростате.
Интерферометрические методы определения координат объекта
основаны на измерении разности параметров его движения, определяемых с
двух и более измерительных пунктов. Измеряемыми параметрами могут
быть разность времени прихода сигналов (или разность их фаз Д</э) и
разность частот (Д/) сигнала на приемных пунктах. В первом случае метод
называется фазовой интерферометрией. Он по существу сводится к
определению направления на объект (рис. 10.22).
При двух измерительных пунктах одно измерение дает возможность
получить ориентацию плоскости, в которой располагается
определяемый объект; при трех и более пунктах, не лежащих на одной прямой,
одно измерение дает ориентацию линии визирования на определяемый
объект.
При больших величинах Д</э, когда в них укладывается несколько длин
волн, возникает проблема неоднозначности. Для ее решения используется
априорная информация о положении и скорости определяемого объекта и
несколько диапазонов частот или несколько измерительных пунктов. При
этом соотношения частот или базовых расстояний выбираются такими,
которые наилучшим образом позволяют ликвидировать неоднозначность-
Дополнительную информацию несет форма фронта сигнала. Если она
сферическая (а не плоская, как это имеет место для удаленных небесных объек-
Космические исследования Луны, планет, комет 497
Линейные снорости'
движений
измерительных пунктов
Рис. 10.23. Схема формирования разности частот принимаемых сигналов при частотной
интерферометрии
тов), то степень кривизны дает возможность определить дальность до
объекта (рис. 10.23).
Разность принимаемых на пунктах частот сигнала от определяемого
объекта обусловливается различием скорости движения измерительных
пунктов относительно объекта, которое может иметь место как за счет
движения самого объекта, так и за счет перемещений измерительных
пунктов. Так, они могут быть размещены на космических объектах или
располагаться на Земле, двигаясь при этом с разными линейными
скоростями из-за ее вращения (см. рис. 10.23).
Существенное влияние на точность интерферометрических методов
оказывают погрешность учета условий распространения сигнала от
объекта к измерительным пунктам, ошибки временной привязки, ошибки
знания координат приемных пунктов. Для исключения этих факторов
одновременно проводится прием сигналов и от второго (опорного) объекта с
известными параметрами движения. Такой метод называемый методом
дифференциальной (относительной) интерферометрии, обеспечивает, по
сравнению с описанным ранее методом абсолютной интерферометрии,
практически на порядок более высокую точность определения координат вене-
рианского аэростата.
Для сравнительной оценки значимости отдельных слоев облачности
атмосферы Венеры при исследовании происходящих во всем облачном слое
физико-химических процессов может быть использована упрощенная
модель строения облачности и происходящих в ней процессов. Так, можно
Научные космические комплексы
498
рассматривать всю облачность, состоящую из слоев А, В, С, D, Е,
последовательно располагаемых сверху вниз (см. табл. 10.4): верхний слой
дымки, верхний, средний и нижний облачные слои, и наконец, нижний слой
дымки.
При анализе взаимосвязи отдельных облачных слоев допустимо учитывать
основные компоненты облачных слоев, их реакции и фазовые
превращения. Структурная схема циклов образования, переноса и распада частиц
облачных слоев, использованная для оценки их значимости, приведена
на рис. 10.9 и 10.10.
Использование метода оценки эффективности, основанного на
анализе матрицы взаимосвязи параметров отдельных облачных слоев,
показывает, что наиболее информативны средние слои В, С, D, потому что в них
происходят наиболее существенные процессы и из-за их сравнительной
топографической близости к другим слоям. Поэтому исследование
процессов в этих слоях позволяет получить наиболее полное представление о всем
облачном слое атмосферы Венеры. Если при измерении всех параметров во
всех облачных слоях вероятность правильной интерпретации процессов во
всей облачности будет единица, то измерения в средних слоях В, С, D дадут,
как показывают оценки, вероятность 0,75.
Из этих средних слоев В, С, D наиболее информативным является слой
D, где имеет место наибольшая концентрация Н2 S04 и вместе с тем
присутствуют продукты начинающегося здесь ее термического распада.
Этому слою соответствует вероятность правильного распознавания
процессов во всей облачности, равная 0,35. Затем идут слои С (Р = 0,25) и В(Р =
= 0,15). Из крайних слоев более информативен нижний слой дымки Е, где
присутствуют Н2 S04 и продукты ее распара S03, H2 О, S02 и О.
10.3. ИССЛЕДОВАНИЕ МАРСА И БИОЛОГИЧЕСКОЙ АКТИВНОСТИ
ЕГО ПОВЕРХНОСТИ
Космические аппараты позволили выявить, что Марс обладает
собственным дипольным магнитным полем с напряженностью на экваторе
порядка 65 А/м. Полярность диполя обратна земному, угол с осью вращения
составляет 15°. Сравнительная слабость магнитного поля Марса при его
большой скорости вращения и значительных габаритных размерах и
массе может быть объяснена различными причинами. Так, за это могут быть
ответственны небольшие размеры жидкого ядра или же его слабая
электрическая проводимость. Кроме того, возможно, что в настоящее время
наблюдается остаточное магнитное поле, наведенное на тело планеты
ранее сильным магнитным полем Марса. Наконец, можно допустить, что маг:
нитное поле Марса находится в настоящее время на стадии эволюции, коп
Космические исследования Луны, планет, комет 499
да оно меняет полярность и потому "переходит" через ноль. Определено,
что ударный фронт магнитосферы Марса удален от планеты на 2000 км.
Радиационных поясов не обнаружено.
У Марса есть ионосфера. Наибольшая концентрация заряженных в ней
частиц достигает *2 ■ 105 электронов на 1 см3 и соответствует высоте
135 км для дневной ионосферы.
Спутники и спускаемые аппараты провели измерение параметров
атмосферы Марса. Открыто, что она в основном состоит из углекислого
газа С02, который по объему составляет 95 %. Остальные газы: азот 2,5 %,
аргон 1,5 %, кислород 0,1 %, окись азота, криптон, ксенон.
Определены зависимости атмосферного давления и температуры от
высоты. Оказалось, что атмосферное давление на поверхности Марса
весьма мало и составляет в среднем 6 • 102 Па (в зависимости от рельефа
местности изменяется от 1,8 • 102 до 102 Па). Среднесуточная температура
также весьма низкая и равна примерно — 30 °С, наименьшее значение
температуры составляет — 80 °С. На высоте 30 ... 40 км обнаружен максимум
концентрации азота. Стратосфера располагается на высотах 30 ... 100 км, эк-
зосфера — 200 ... 250 км. Преобладающим компонентом атмосферы
является С02 вплоть до высоты 250... 300 км.
Паров воды в атмосфере Марса оказалось очень мало. Их количество
сильно зависит от сезона и времени суток и измеряется в единицах высоты
осажденного на поверхность слоя от 1 мкм в зимний период до 100 мкм
летом над северной полярной шапкой. В условиях приповерхностного
слоя марсианской атмосферы температура замерзания воды равна —73 ...
—53 °С. Это означает, что зимой при более низких температурах вода
конденсируется в полярных шапках и в виде инея на остальной
поверхности, летом же испаряется при более высоких температурах. Имеют место и
суточные вариации содержания водяных паров. Так, наблюдалось
испарение инея в течение 80 мин после восхода Солнца.
В атмосфере Марса постоянно наблюдаются белые и синеватые облака,
протяженные волнистые и равномерной плотности. В тропосфере часть
облаков, видимо, состоит из водяного пара, в стратосфере — из углекислого
газа. В приповерхностном слое атмосферы обнаружена плотная утренняя
дымка, подобная густому смогу на Земле.
Важным открытием исследований Марса явилось обнаружение
пылевых бурь планетарного масштаба. Эти бури разыгрываются в среднем один
раз в три месяца и продолжаются несколько недель. Скорость ветра при
этом составляет в среднем 30 м/с, но может достигать и 100 м/с.
Частицы пыли размером 5 ... 10 мкм поднимаются на высоту 30 км, образуя
темные пылевые облака, распределенные по всему диску Марса. Они в
значительной степени задерживают солнечное излучение, вызывая
охлаждение поверхности и нагрев атмосферы. В обычном состоянии
атмосферная скорость ветра в приповерхностном слое составляет несколько мет-
Научные космические комплексы 500
ров в секунду и в течение дня он плавно меняет свое направ-1
ление. I
Яркость марсианского неба весьма высока из-за рассеяния солнечного I
света на большом числе субмикронных частиц, содержащихся в атмосфере. I
Они же ответственны за формирование оптического эффекта, подобного '
наблюдаемому в атмосфере Земли, "ложных Солнц". Цвет марсианского
неба светло-розовый и светло-голубой, при этом отчетливо видна
слоистость атмосферы, что объясняется присутствием дымки и тонких облаков.
Снимки Марса с орбитальных и посадочных космических аппаратов
показали, что его поверхность содержит большое количество
разнообразных рельефных форм: кратеры, вулканы, горные хребты, песчаные
шлейфы и дюны, равнины, ущелья, долины, каньоны, трещины, разломы,
лежащие отдельно валуны, камни и пылевые шлейфы за ними, участки
гравия и пыли. Это говорит о разнообразии факторов, ответственных за
формирование поверхности, и прежде всего таких, как метеоритная
бомбардировка, вулканизм, тектоника, эрозия и осадконакопление.
Интенсивность кратерирования поверхности неравномерная. В ряде
областей она достигает предельного насыщения, в других — почти
отсутствует. Это указывает на различие возраста различных районов поверхности,
что может быть связано, во-первых, с истеканием лавы из вулканов
после периода интенсивной метеорной бомбардировки и затопления ранее
образованных кратеров; во-вторых, с тектоническими подвижками коры и
образованием горных хребтов, трещин, разломов, рифтовых долин, что
привело к разрушению фигуры кратеров; наконец, в-третьих,
исчезновению кратеров способствовали процессы эрозии, которые не только
разрушали характерные для кратеров образования, но и служили источником
вещества для последующего осадкоотложения, которое заполняло
кратеры и сделало их невидимыми в настоящее время.
Вулканы Марса в настоящее время бездействуют и четыре из них
имеют грандиозные размеры: высоту до 27 км и диаметр кальдеры от 40 до
70 км. Анализ кратерирования, лавовых потоков вулканов и их эрозии
показывает, что период активной вулканической деятельности на Марсе
закончился примерно 109 лет назад.
Изверженная лава во многом определила химический состав
поверхности. Она состоит из Si02 (43,8 %), Fe203 (19 %), A1203 (5,6 %), MgO
(8,4 %), CaO (5,4 %) и S03 (7,9 %), что дает возможность предположить,
что грунт представляет собой смесь таких пород, как глина, контронит и
монтмориллонит, которые на 80 % обогащены железом, кизеритом,
кальцитом, магнетитом, оксимагнетитом и гетитом. Относительное
процентное содержание основных химических элементов аналогично земной
поверхности (кислорода 50 %, кремния 21 %) за исключением железа и
алюминия. Преобладающим на Марсе является железо (13 %), а не алюминий,
как это имеет место на Земле. Алюминия в марсианском грунте содержит-
Космические исследования Луны, планет, комет
501
ся 3 %. Значительное количество окислов железа определило красноватый
цвет поверхности Марса.
На снимках двух районов поверхности, полученных посадочными
аппаратами, различаются изверженные породы грубой и тонкой структуры.
Их различие определилось вероятно темпом остывания (при медленном
темпе образовались грубые структуры, при быстром - тонкие). Кроме
того, выделяются светлые очень гладкие породы, которые могут быть
принесены к месту посадки космических аппаратов из других областей
поверхности.
Камни и крупные валуны (высота 2 ... 3 м) на снимках разделены
грунтом мелкой структуры типа песка, который является продуктом эрозии.
За камнями наблюдается шлейф, образованный сыпучим материалом при
обдувании камней ветром. Сами камни имеют оспины, как у лавы на Земле,
пузырьки, полосы, желваки, разломы, мелкие трещины. Имеют место
участки гравия, округленного за счет взаимного трения при перемещениях или
же за счет ветровой эрозии.
Химический анализ грунта в двух удаленных друг от друга местах
посадки космических аппаратов показал, что в части содержания кальция,
калия и других элементов они схожи между собой. Это дает указание на
тот факт, что в обоих случаях анализировались хорошо перемешанные в
масштабе всей поверхности планеты продукты выветривания основных
пород. Основным механизмом такого перемешивания мог служить
атмосферный перенос вещества в виде пыли во время глобальных пылевых бурь,
когда с поверхности поднимается 109 т частиц. Помимо этого вещество
может переноситься локальными ветрами. Результаты такого переноса
вещества на поверхности Марса встречаются постоянно, как в виде пылевых
шлейфов около камней, валунов, так и в виде дюн, располагаемых как
хаотично, так и организованно (в виде цепочек, колец). Эти дюны имеют
высоту 50 ... 100 м и расстояние между собой несколько сот метров.
Следы тектонической деятельности видны повсюду на поверхности
планеты: ущелья с ветвящимися каньонами глубиной в несколько
километров и длиной до тысячи километров, трещины и разломы, горные хребты.
Основным открытием космических исследований Марса явилось
обнаружение признаков больших количеств воды в виде льда в полярных
шапках. Рост размера шапок происходит за счет конденсации в зимний
период паров воды и углекислого газа. В летний период с повышением
температуры поверхности и атмосферы происходит сублимация сначала
углекислоты (температура ее сублимации в условиях Марса — 127 °С), а затем
и воды (температура сублимации — 73 ... 53 °С). Оценки показывают, что
количество остаточной воды, которая постоянно присутствует в северной
полярной шапке, превышает ее количество в атмосфере в 103 ... 10ь раз.
Помимо полярных шапок водяной лед может существовать в
подповерхностном слое других областей Марса, аналогично вечной мерзлоте
Научные космические комплексы 502
на Земле. Оценки показывают, что толщина ледового слоя может
достигать 1 км.
В прошлом на поверхности Марса могли иметь место условия,
благоприятные для существования воды в жидкой фазе (сейчас она
существует в виде льда и паров). Предполагается, что как и на Земле, на Марсе
вода образовалась из газов, выброшенных из вулканов. Количества воды на
Марсе образовалось меньше, чем на Земле. Часть ее впоследствии могла
быть потеряна из-за фотохимического разложения паров под действием
излучения Солнца и последующего "убегания" водорода из верхней
атмосферы. Значительная часть вошла в состав химических соединений
марсианской поверхности. Оставаться должно ее большое количество,
эквивалентное слою на поверхности глубиной в несколько десятков метров.
Аналогично Земле на Марсе периодически (раз в несколько тысяч лет)
имели место потепление и похолодание климата, которые могли быть
связаны как с изменением теплоотдачи Солнца, так и с изменением
интенсивности парникового эффекта, определяемого прежде всего
физико-химическими характеристиками атмосферы Марса. В периоды потепления вода
скапливалась в низменных местах, образуя открытые или подповерхностные
водоемы. Одним из указаний на это являются сохранившиеся до наших
дней рельефные образования на поверхности Марса, напоминающие русла
рек. Обнаружить другие следы водной эрозии (крутые и отлогие берега
водостоков, подточенные породы) или ее скопления (бассейны, осажденные
породы) в настоящее время с помощью телевизионных средств
затруднительно, а может быть даже и невозможно. Это связано с тем, что после
периода оледенения поверхность подвергалась очень сильной атмосферной эрозии
и происходили переносы вещества в глобальном масштабе, образовав
наносные слои до 60 м глубиной. Так что бассейны и русла рек были занесены,
их берега сглажены, а низины заполнены веществом атмосферной эрозии,
следы водной эрозии стерты эрозией ветровой.
Однозначный ответ на этот принципиальный вопрос о воде на Марсе
может быть получен только на основе новых результатов измерений с
космических средств. Зондирование подповерхностного слоя в
радиодиапазоне со спутников даст информацию о структуре верхних слоев и указание
на возможное присутствие воды или ледяного слоя. Наиболее
убедительным и достоверным методом обнаружения воды явится бурение
поверхности с посадочных аппаратов в тех местах, где по результатам
дистанционного зондирования со спутников обнаружение воды наиболее вероятно.
Особая значимость обнаружения воды на Марсе обусловлена важностью
обнаружения внеземных форм жизни. Наличие воды или водяного льда
дает весомое указание на существование жизни в прошлом, а может быть и в
настоящем.
Проведение поиска жизни с помощью автоматических напланетных
аппаратов не дало однозначных результатов. Так, с одной стороны, обна-
Космические исследования Луны, планет, комет
503
ружена очень высокая активность марсианского грунта при
взаимодействии с тестовыми растворами, с другой, не найдено органических молекул
в грунте. Поэтому эту активность относят больше к химической, чем к
биологической. Далее, инкубация в течение суток и десятков суток
предполагаемых микроорганизмов грунта не дала явных указаний на
биологическую активность. В то же время опыт инкубации микроорганизмов в
пробах охлажденного грунта Земли дал положительный результат только
через 3 ... 4 месяца. Поэтому возможно, что потребная длительность
инкубационного периода для марсианских микроорганизмов составляет
сотни суток.
Наиболее вероятной областью обитания современных и ископаемых
форм жизни на Марсе является лед или вода. Здесь ее формы могут быть
схожи с земными в силу близости условий и среды обитания.
Обнаружение же биологической активности в земном ее понимании в наносном слое
грунта, подвергающемся воздействию ультрафиолетового излучения
Солнца (практически беспрепятственно проходящего через атмосферу) при
резко отличных от земных температурных условиях, давлении и химическом
составе атмосферы, осуществить трудно. Если биологическая активность
существует в поверхностном слое, то проявления ее должны быть
существенно отличными от земных. Впрочем, это отличие и является одним из
главных факторов, обусловливающим важность задачи поиска и
исследования внеземных форм жизни.
Дальнейшие работы в этом направлении с использованием
автоматических посадочных'аппаратов могут сталкиваться с аналогичными
трудностями и будут давать дополнительные указания на коррекцию методики
исследований, разработки и запуска новых аппаратов. Учитывая
длительность полетов к Марсу (окна старта один раз в два года и перелет
длительностью около полугода) и продолжительность доработки приборов
(годы), каждый новый полет может реализовываться один раз в 3 — 5 лет,
весь цикл из 4 ... 5 пусков может растянуться на десятки лет. Помимо
того, необходимость изменения стратегии исследований в автономном
варианте решения рассматриваемой задачи связана с большими затратами времени
и средств. Следует иметь в виду, что бортовые приборы всегда проще
лабораторных и не отвечают самым последним достижениям
приборостроения (отстают хотя бы на время перелета от Земли к Марсу). Поэтому
более надежным и действительным путем решения вопроса о существовании
биологической активности на Марсе является доставка образцов его
вещества на Землю и его многоплановое и глубокое исследование в
лабораторных условиях с использованием самых совершенных технических
средств. Такое вещество целесообразно взять прежде всего в местах, где
имеет место наибольшая влажность грунта, т. е. рядом со льдом. Это
может быть грунт над подповерхностным слоем льда или же грунт над льдом
полярных шапок. Интересна доставка образцов самого льда с разных глу-
Научные космические комплексы
504
бин слоя, грунта низменностей, регулярно покрываемых водяным
инеем и, наконец, поверхностного слоя грунта. Обнаружение жизни в нем
наименее вероятно, но зато и формы здесь могут быть самые неожиданные, а
поэтому и самые интересные. Расчеты показывают, что толщина коры
Марса составляет от 15 до 30 км.
Наиболее полно исследовать планету даст возможность пилотируемая
экспедиция на поверхность Марса. Длительное пребывание космонавтов
на Марсе позволит собрать образцы с обширной площади поверхности
планеты, внешние признаки которых указывают на возможное присутствие в них
биологической активности в настоящем или прошлом. Они также смогут
провести направленный поиск подповерхностной воды или льда путем
дистанционного зондирования, а затем бурения со взятием кернов по глубине
залегания.
Исследование космонавтами в лабораторных условиях наповерхностной
или орбитальной станции позволит с высокой достоверностью получить
ответ на координальный вопрос: уникальна ли биологическая активность на
Земле или это явление космическое и присутствует везде, где для этого
сформировались благоприятные условия.
Попутно смогут быть достоверно и полно решены и другие научные
проблемы исследования Марса, его недр, поверхности, атмосферы,
околомарсианского космического пространства и его спутников Фобоса и
Деймоса.
Длительность экспедиции к Марсу и большая удаленность корабля от
Земли выдвигают особо жесткие требования к его техническим решениям.
Во-первых, он должен гарантировать безопасность космонавтов. Это
возможно при использовании проверенных практикой агрегатов и высокой
надежности элементной базы. Организация полета должна быть такой, чтобы на
каждом этапе было спасательное средство, на котором космонавты могли
бы быть доставлены к Земле или дождаться помощи аварийной службы.
Должна быть высокая преемственность технических средств. Это будет
иметь место после этапа создания постоянных орбитальных околоземных
баз-станций с развитой транспортной системой Земля—орбита—Земля и
орбита—орбита, а также после создания налунных баз-станций и транспортной
системы орбита Земля—орбита Луны и орбита Луны-поверхность Луны-
орбита Луны.
На этом этапе в сравнительно более легких условиях и с большой
практической отдачей будут отработаны все основные системы, необходимые для
марсианского экспедиционного комплекса: средства выведения с Земли,
сборки на орбите, проведения аварийно-спасательных работ, буксировки
к Марсу и переводу на орбиту около него, длительного орбитального
полета, посадки на поверхность планеты с разряженной атмосферой, длительного
пребывания на ней, перемещения на поверхности в масштабах планеты,
выведения с поверхности на орбиту Марса, старта с нее и перелета к Зем-
Космические исследования Луны, планет, комет
505
ле, выхода на околоземную орбиту, перехода на околоземную базу-станцию,
карантина и спуска на Землю. В этих условиях наличия прототипов основных
систем создание технических средств экспедиционного комплекса будет
решаемой задачей.
Реализация экспедиции к Марсу дорогостоящее мероприятие. В
результатах экспедиции заинтересовано все человечество. Поэтому для решения
этой грандиозной задачи целесообразно объединение усилий всех стран
мира с максимальным использованием достижений в технологии каждой
страны.
Наличие сравнительно слабого (в 500 раз слабее земного)
собственного магнитного диполя у Марса при его сравнимой с Землей угловой
скорости указывает на наличие у него небольшого железно-сульфидного ядра.
Уточнение строения Марса возможно только путем получения данных
от космических аппаратов. Спутники позволяют уточнить поле тяготения.
Посадочные аппараты - угловую скорость планеты и ее отличие от
постоянной, положение и дрейф полюсов и оси вращения. Все это вместе взятое
дает возможность определить степень неравномерности масс в теле
планеты, характеристики жидкого ядра (по колебаниям положения оси
вращения), перераспределение масс поверхности планеты (рост полярных шапок,
перемещение пылевых масс по изменениям угловой скорости и
соответственно моментам инерции планеты).
Кроме того, посадочные аппараты позволяют провести активное
сейсмозондирование, что даст информацию о структуре внутренних слоев
и их механических свойствах. Длительное измерение колебаний
поверхности в разных ее точках даст возможность получить однозначный ответ о
природе колебаний и положении их эпицентров (тектонические или от
ударов метеоритов), а также о характере происходящих в различных
слоях планеты процессах.
Полученные с искусственных спутников снимки Фобоса и Деймоса
показали, что эти естественные спутники Марса обращены к нему одной своей
стороной, аналогично тому, как Луна обращена к Земле. Уточнены форма
и размеры Фобоса и Деймоса. Они оказались неправильной формы телами
с поперечником 27 и 15 км соответственно (по наземным наблюдениям
16 и 8 км соответственно).
Поверхность этих спутников изрыта кратерами метеоритного
происхождения и покрыта слоем пыли и камней (размером до 30 м). Более
кратерирован Фобос. На его поверхности обнаружен кратер с уникальны- .
ми размерами по сравнению с размером самого спутника: диаметр
кратера Стикни 10 км при размере Фобоса — 27 км. Этот кратер занимает
примерно четверть диска спутника. С ним связываются кажущиеся
параллельными борозды на большей части поверхности Фобоса. Высказывается предпо-'
ложение, что это засыпанные пылью трещины, которые сформировались
при соударении Фобоса с крупными метеоритами, и прежде всего теми
17 - 1391
Научные космические комплексы
506
из них, с которыми связано образование кратера Стикни. При этом
ударная волна прошла до противоположного конца, вызвав коммулятивныи
выброс вещества и формирование обратной волны. Таким же считается
механизм образования борозд, расходящихся от кратеров в радиальном
направлении и параллельных между собой цепей небольших кратеров.
Камни на поверхности Фобоса достигают размеров порядка 40 м и
являются, как и пыль, остатками осколков, образовавшихся от
соударения метеоритов со спутником. Значительная часть вещества метеорита и
выбитого им материала поверхности покидала зону притяжения Фобоса
(скорость "убегания" для него равна 11 м/с). Однако часть вещества
оставалась на поверхности или возвращалась на нее, не достигнув скорости
убегания, в течение некоторого времени. Кроме того, осаждалась на
поверхность спутника и часть вещества, покинувшая первоначально сферу
его притяжения, но двигающаяся по близким с ним орбитам.
Поверхность Деймоса более гладкая, чем у Фобоса, его кратеры,
видимо, более полно засыпаны пылью и имеют малые диаметры (менее 50 м).
По эволюции орбит искусственных спутников Марса оценены массы
Фобоса и Деймоса, по ним и размерам этих естественных спутников
получено, что они одинаковы по плотности вещества (« 2 г/см3). При альбедо
поверхности 5 % наиболее вероятно, что Фобос и Деймос состоят из
углистых хондритов, которые имеют сходную плотность 2 г/см3, что
характерно для астероидов. Отсюда сделано заключение о происхождении этих
небесных тел: они сформировались в поясе астероидов и были затем
захвачены Марсом.
Такая гипотеза способна убедительнее объяснить и разницу структуры
поверхности (большую гладкость Деймоса) при их сходных условиях в
настоящее время (расстояние Фобоса и Деймоса до Марса 9400 и 23500 км
соответственно, обратное направление движения по орбите относительно
орбитального движения Марса, близкие наклонения орбит). Эти небесные
тела были в основном сформированы в разных условиях по
интенсивности столкновения с метеоритами, после чего уже в наблюдаемом сейчас
виде были захвачены Марсом.
Поиск и исследование внеземных форм жизни имеет важное значение
для уточнения представлений о происхождении и эволюции жизни на
Земле. Исследование внеземных форм белковой жизни будет способствовать
получению новых видов растений и животных с благоприятными для
использования свойствами; исследование форм жизни, обладающих
отличными от земных физико-химическими свойствами, даст информацию для
лучшего понимания механизма наследственности и будет стимулировать
развитие инженерной генетики.
Для исследования структуры живых объектов и характеристик их
жизнедеятельности необходимы наблюдения как за самими объектами,
так и за их клетками (табл. 10.9). Определение размеров клеток, характера
Космические исследования Луны, планет, комет
509
их эволюции и механизма размножения требуют высоких разрешений (до
сотых долей микрометров) аппаратуры наблюдения и хорошей
освещенности. При использовании косвенных признаков присутствия живых
организмов допустимо применение более простой аппаратуры, выявляющей
отдельные аспекты жизнедеятельности (усвоение углерода из внешней
среды, мутность среды, концентрацию органических веществ и др.).
Важное значение при поиске признаков прошлой жизни может иметь
наблюдение окаменелостей. Они позволяют определить внешний облик
ранее живых объектов и составить представление о способе их продвижения.
Достоинством этого пути является возможность выявления жизни в
прошлом на небесных телах, на которых в настоящее время по каким-либо
причинам жизнь прекратилась. Для поиска окаменелостей требуется
разрушение образцов породы и затем наблюдение разломов с помощью
видеоаппаратуры при естественном или искусственном освещении.
Достоверное исследование внеземных форм жизни на молекулярном
уровне требует доставки образцов вещества небесных объектов, а еще
лучше, самих живых организмов на Землю. Научное оборудование в этом
случае должно обеспечить забор и транспортировку на Землю образцов
вещества так, чтобы находящиеся в них живые организмы за время
длительного космического полета, включающего взлет с небесного объекта,
межпланетный перелет и посадку на Землю, не потеряли своей
жизнедеятельности, не погибли.
Аппаратура для определения присутствия жизни на небесных телах
основана на исследовании продуктов жизнедеятельности, анализе
химического состава проб вещества с целью поиска органических соединений,
изучении оптических свойств среды обитания организмов и других
специфических особенностях живых организмов.
Аппаратура поиска и наблюдения внеземных живых объектов
аналогична наземной аппаратуре соответствующего назначения. То же
относится и к аппаратуре исследования клеточного строения живых организмов,
а также аппаратов поиска и анализа окаменелостей. Это — телевизионные
устройства, приемная и передающая части которых находятся на
исследуемом небесном теле, а воспроизводящая — на Земле. В зависимости от
конкретной решаемой задачи этих устройств может передаваться черно-
белое, цветное или многоспектральное изображение и иметь различные
оптические характеристики входного устройства для обеспечения требуемых
разрешений. Кроме того, при плохих условиях по освещенности на
небесном теле в момент наблюдения может потребоваться искусственное
освещение.
Одним из основных методов поиска жизни на базе исследования
продуктов жизнедеятельности микрофлоры является радиометрический метод.
Он использует априорное предположение, что микрофлора исследуемого
небесного объекта в процессе жизнедеятельности поглощает углерод и
Научные космические комплексы 510
Детенторы С
Рис. 10.24. Схема
радиометрического детектора метаболизма
-Поглотитель
радиоизлучения питательной среды
- Питательная среда
кислород, а выделяет углекислый газ. Суть эксперимента заключается в
следующем: образец вещества помещается в питательную среду,
содержащую в том числе радиоизотопы углерода С14 (рис. 10.24); спустя
некоторое время, характерное для предполагаемого питательного цикла
микрофлоры, проводится измерение детектором С14 изменения концентрации
этого радиоактивного изотопа в газе над образованием вещества. Наличие
радиоактивности в газе говорит о метаболизме вещества и питательной
среды, а следовательно, о возможности наличия в образце вещества
микрофлоры.
Жидкая или твердая питательная среда может быть заменена
газообразной. В этом случае при подсветке могут быть обнаружены признаки
усвоения углерода из атмосферы, характерные для фотосинтезирующих
бактерий. Для этого используются газы СО и ССЬ на основе изотопа С14.
После периода инкубации проводится продувка камеры и затем нагревание
образца с целью извлечения изотопов С14 из предполагаемых
микроорганизмов через углекислый газ с последующим измерением его радиоактивности.
Аппаратура для определения химического состава вещества
небесного тела с целью выявления присутствия в нем органических соединений
может быть основана на разделении компонент газа при прохождении его
через активное тело-адсорбент. В таком газовом хроматографе (рис. 10.25)
твердые тела подвергаются испарению и последующему пропусканию
через длинный змеевик колонки с адсорбентом. Вещества с большой
молекулярной массой имеют свойство быстрее поглощаться адсорбентом, а с
меньшей — медленней Поэтому в начале змеевика колонки после
пропускания всего исследуемого газа будут сосредоточены наиболее тяжелые
химические соединения, в конце — легкие. Тем самым достигается сепарация
исследуемого вещества вдоль змеевика по молекулярной массе.
Источнин
газа-
- носителя
о^Ч
JJL
Исследуемое
вещество
Колонка
Детектор с
адсорбентом
z-rm"^
Испаритель
У
/
Выход
газа
Регистратор
Рис. 10.25.
матографа
Схема газового хро-
Космические исследования Луны, планет, комет
511
Рис. 10.26. Схема масс-спектро
метра
Последующий анализ веществ, адсорбированных отдельными
участками змеевика колонки, может быть проведен, например, следующим
образом. Нагреванию подвергаются отдельные участки змеевика, что вызы-.
вает испарение исследуемого вещества из адсорбента. Газ попадает на
детектор и здесь проводится его отождествление. Для этого используются
различные принципы, но их суть в основном сводится к сравнению
физических или химических свойств вещества с эталонными.
Разделение на фракции может быть проведено предварительным
нагреванием вещества в присутствии химических растворителей (воды,
спиртов, эфиров и т. д.). Но этот высокоэффективный метод анализа требует
стационарных лабораторных условий, его использование затруднительно
на космических аппаратах.
Более обширную, но несколько менее точную информацию о
химическом составе вещества дают масс-спектрометрические методы. После
пиролиза твердого вещества его молекулы в газообразном виде ионизируются
и затем разделяются в электрическом или магнитном полях по
отношению массы к заряду молекул и атомов вещества (рис. 10.26), что и
позволяет восстановить (по аналогии с земными органическими соединениями)
химический состав исходного образца. При исследовании газовой среды
устройство масс-спектрометра упрощается за счет отсутствия
необходимости предварительного пиролиза анализируемого вещества.
Изменение светорассеяния и ев ею поглощения среды может быть
обусловлено размножением микроорганизмов и потому может служить
указанием на их присутствие в исследуемом образце вещества. В качестве среды
может быть выбрана, например, вода в предположении, что эта среда
благоприятна для внеземных микроорганизмов. Одна из возможных систем
такого прибора (нефелометра) приведена на рис. 10.27. Измерения
оптических свойств среды проводятся после инкубационного периода регулярно
с помощью оптического детектора в момент включения источника света.
Кроме того, микроорганизмы в жидкой среде вызывают ее поляри-
Исследуемое вещество
Источнин
Оптичесние
детенторы
РИС. 10.27. Схема нефелометра Водная среда
Испаритель
Ионизатор
*. Усилитель
Й
Приемнин ионов
-Блон анализа i
регистрации
Намера анализатора
са
ш
Научные космические комплексы
512
зацию. Поэтому определение наличия поляризации растворов вещества
может также служить указанием на возможное присутствие живых
организмов в исследуемом образце.
Многочисленные другие признаки жизнедеятельности возможно
выявить большим числом способов. Так, можно определить тип среды
(кислотная, щелочная, нейтральная), замеряя концентрацию ионов водорода.
Для этого измеряется электропроводность водного раствора
исследуемого вещества и сравнивается с эталонными данными. Щелочность среды
указывает на возможность биологической жизни и целесообразность более
глубокого анализа исследуемого вещества.
Возможно проведение регистрации хемилюминесценции органических
соединений исследуемого вещества, что указывает на наличие в нем
биологически важных веществ: железопорфириновых ферментов и аденозинт-
рифосфорной кислоты. Метод определения железопорфириновых
ферментов основан на реализации окисления люминола перекисью водорода в
щелочной среде. Реакция сопровождается хемилюминисценцией с
максимумом в области 4,3 ■ Ю-7 м.
Для определения аденозинтрифосфорной кислоты может быть
использована светлячковая биолюминесцентная реакция. Взаимодействие люци-
ферина люциферазы в присутствии денозинтрифосфорной кислоты и
кислорода сопровождается свечением.
Обнаружение и последующее исследование формы жизни могут
проводиться с помощью напланетных кораблей; кораблей, спускающихся к
поверхности с тросовой системой и аппаратов, двигающихся в атмосфере
при спуске или плавающих в ней (аэростаты, дирижабли). Измерения
могут проводиться на самих кораблях, а при доставке вещества на Землю -
в лабораторных условиях. В последнем случае может быть обеспечена
наибольшая достоверность исследований, так как смогут быть
использованы наиболее совершенные измерительные средства и методы.
Реализация экспедиции по доставке вещества связана с полетом к
планете, посадкой на нее (или приближением к поверхности при
использовании тросовой системы), отлетом от планеты, полетом к Земле и спуском
на ее поверхность (рис. 10.28, 10.29). Трудность реализации этих сложных
операций усугубляется большой продолжительностью межпланетных
перелетов и необходимостью ожидания длительного "окна" старта
(наиболее благоприятного диапазона времени старта с точки зрения потребных
энергетических затрат) у планеты для возвращения корабля к Земле.
Полет к планете может проводиться по попадающей траектории и с
предварительным выходом на околопланетную орбиту. В последнем
случае появляется возможность исследования планеты с целью выбора
наиболее целесообразного места посадки, где наиболее вероятны
благоприятные условия для интенсивной жизни в настоящем или прошлом. Однако
при наблюдении с орбиты возможно получение только качественного пред-
Космические исследования Луны, планет, комет
513
Положение Земли и планеты
ставления по этим вопросам на основе анализа видеоизображения
поверхности и результатов зондирования подповерхностных слоев планеты в радио-
диапазоне, откуда видна ее неоднородность и могут быть сформулированы
предположения о возможном залегании воды в виде жидкости или льда.
Более достоверная информация о природных условиях на планете может
быть получена с помощью напланетных аппаратов. Бурение скважины и
сейсмозондирование дают возможность получить информацию о структуре
приповерхностного слоя, его минералогического состава и, главное, о наличии
воды как наиболее вероятной среды обитания живых организмов в
настоящем или прошлом.
Помимо непосредственной значимости напланетных измерений в
отдельных точках они могут служить тестовой информацией при
отождествлении результатов дистанционного наблюдения всей поверхности планеты
с ее спутников.
Предварительный выход корабля на орбиту планеты связан с
дополнительным расходом энергии. Поэтому целесообразность этой операции
требует тщательного обоснования, из которого должно следовать, что
дополнительное усложнение корабля компенсируется существенным
повышением научной эффективности экспериментов.
После посадки на поверхность планеты проводятся измерения, забор
вещества или результатов работы автоматических напланетных средств.
Так могут быть исследованы пробы грунта на биологическую активность
с использованием различных тестовых реакций или же с помощью
дистанционно управляемых микроскопов, проведены наблюдения за передвиже-
Научные космические комплексы
514
нием и развитием микроорганизмов или следами их присутствия в
прошлом. По окончанию этих работ проводится консервация корабля для
ожидания "окна" старта к Земле.
Связь с напланетным кораблем (рис. 10.30) может осуществляться
непосредственно с Земли и через спутник-ретранслятор (или пролетный
аппарат). В первом случае это связано с необходимостью размещения на
корабле крупногабаритных антенных систем и мощных приемно-передаю-
щих устройств, что ведет к нежелательному его утяжелению. При
использовании спутника-ретранслятора основной вес системы переносится на
него. Такой спутник может быть создан путем вывода на околопланетную
орбиту орбитальной части корабля. В упрощенном варианте орбитальная
часть на орбиту спутника планеты может и не выводиться. В этом случае
для использования ее в качестве ретранслятора необходимо
скорректировать траекторию с целью перевода ее с попадающей (которую
орбитальный блок сформировал для корабля) на пролетную. Недостатком такого
ретранслятора является сравнительная кратковременность его
возможного использования.
Спутнин
-ретранслятор
Разделение посадочного
нораблн и
орбитального отсена
Наземные приемные станции
Отдепенне
ранеты
выведения и
Ориекта-/
ция для L/C
старта с 1
орбиты^ГТр
Стыновна
У Траенторня \ \
выведения -^\ \
(Планета! / 1
Орбитальный/ >
l блон /^г
T^MitfTr—^^^
Старт ^~
с орбиты ДУ
С$ Отделение
Ж* стартовой
рвнеты
Пролетный аппарат
Рис. 10.30. Схема возможных
способов передачи информации
с КА на Землю
Рис. 10.31. Операции отлета от
планеты по десантной схеме
Космические исследования Луны, планет, комет
515
При неблагоприятных физических условиях на планете (высокие
температуры, повышенная химическая активность, эрозионное воздействие
пылевых бурь и т. д.) ожидание "окна" старта может быть проведено на
орбите около планеты.
Для старта с орбиты в сторону Земли может быть использована
двигательная установка возвращаемого корабля. Такая схема полета связана
с наименьшим числом операций на орбите и наибольшей простотой
конструкции самого корабля. Но она связана с непроизводительными
затратами энергии на транспортировку топлива, необходимого для схода с
орбиты на траекторию полета к Земле, с орбиты подлета на поверхность
планеты и обратно на орбиту, а следовательно, к утяжелению корабля.
Избежать непроизводительных затрат энергии можно размещением топлива
и двигательной установки для схода с орбиты на спутнике, двигающемся
по орбите около планеты (рис. 10.31). После выхода на орбиту корабль
сближается с этим спутником и проводится их совместный разгон и переход
на траекторию полета к Земле. Служебные системы спутника могут быть
использованы и на участке перелета к Земле для обеспечения требуемых
условий хранения грунта и параметров движения корабля. Все это ведет к
упрощению корабля и его облегчению, но связано с ростом числа операций и
сложности комплекса в целом.
При кратковременных операциях на планете время ожидания может
быть уменьшено за счет использования межпланетных траекторий
различной длительности как при полете к планете, так и при полете к Земле. По
существу это сводится к замене места ожидания: с поверхности планеты
(или с орбиты около нее) место ожидания переносится на межпланетный
участок траектории, где возможна более регулярная связь с Землей и
внешние условия более стабильны.
Доставка полезного груза на поверхность Земли может быть
осуществлена с помощью спускаемого аппарата возвращаемого корабля. Для
этого его траектория на участке подлета к Земле формируется так, чтобы
обеспечивались допустимые условия входа в атмосферу для нормального
торможения и спуска КА на Землю и посадки в районе, удобном для
приземления и поиска.
Существенной проблемой при доставке вещества с другой планеты
является вопрос стерилизации спускаемого аппарата с тем, чтобы при
соприкосновении с атмосферой Земли и затем с поверхностью не занести в
биосферу внеземные организмы и не допустить их последующее
неконтролируемое размножение. Этот вопрос может быть решен на участке
перелета от планеты к Земле путем химического или температурного
воздействия на внешнюю поверхность спускаемого аппарата. Кроме того, в особо
опасных случаях, например, когда аппарат возвращается от планеты, на
которой уже обнаружена жизнь, губительная для земных форм, для
стерилизации корабль может сначала выводиться на околоземную орбиту. Са-
Научные космические комплексы
516
Рис. 10.32. Схема вывода КА на околопланетную орбиту:
а — корректирующий двигатель большой тяги; б - корректирующий двигатель малой:
тяги
ма стерилизация может быть проведена с помощью специализированных i
автоматических или пилотируемых орбитальных станций, которые предва-,
рительно проводят сближение с кораблем, а затем после стерилизации обес-г
печивают доставку на Землю самого корабля или его полезной нагрузки.'
На орбитальной станции возможно также проведение и самих
лабораторных исследований.
Выход корабля на орбиту осуществляется путем уменьшения скорое
ти при подлете его к планете с помощью двигателей большой или мало'
тяги (рис. 10.32). В первом случае сокращается время операции, во вто
■ром — расход рабочего вещества. Однако использование первого вариант
связано со сравнительно большими затратами горючего, а второго
варианта—с большой длительностью операции перевода корабля на
околопланетную орбиту и значительным весом самого двигателя.
Для планет, обладающих атмосферой, для перевода корабля на
околопланетную орбиту возможно использование тормозящего воздействия
газа атмосферы планеты (рис. 10.33). Для этого траектория движения
корабля на участке подлета к планете с помощью системы управления корабля
и его двигательной установки должна быть сформирована так, чтобы
корабль погрузился в атмосферу и вышел из нее, уменьшив свою скорость
до величины, необходимой для достижения требуемой высоты над
планетой, где с помощью реактивных двигателей проводится коррекция
скорости и корабль выходит на требуемую орбиту. При этом угол входа в
атмосферу должен быть выдержан достаточно точно с тем, чтобы
отклонения тормозящего усилия атмосферы от требуемого были бы сравнитель-
t Апоцентр
Рис. 10.33. Схема движения корабля при воздействии торможения атмосферы:
а — не проводится компенсация сопротивления атмосферы; б - непрерывная полная
компенсация сопротивления атмосферы; в -
импульсная компенсация сопротивления ат- Корректирующий импульс
мосферы; Fx - сила сопротивления
атмосферы; Ffc - тяга корректирующего двигателя Верхняя
Нругоаая
орбита
Рис. 10.34. Возможные траектории
движения корабля после торможения в
атмосфере планеты
Рис 10.35. Схема автономных определений
—»
дальности R и радиальной скорости R на
припланетном участке:
а - измерение углового размера <р
планеты оптическими средствами; б — измерение
временной задержки At отраженного от Траектория"
планеты радиоимпульса; в
временной задержки ДГ сигнала от ретран-
измеперие пРЯМОг°
измерение входа
Межпланетная
траектория
слятппа планеты- г - измепение ппппеппв- Эллиптическая траектория входа после
слятора планеты, г - измерение доплеров- предварительного торможения
в атмосфере
ского сдвига частоты Д/
«,СтЫ
Я,(Д(,)
Д,(Д(,).
ялдм
Научные космические комплексы
518
но небольшими, ибо в противном случае при существенном его
превышении корабль не выйдет за пределы атмосферы (разрушится в ней или
спустится на поверхность планеты). При недостаточно сильном торможении
корабль может остаться на гиперболической траектории и уйти от
планеты (рис. 10.34). Возможно также, что корабль перейдет на эллиптическую
траекторию, апоцентр которой существенно выше требуемого. В этом
случае возможно исправление погрешности коррекцией траектории с помощью
двигательной установки корабля или повторного- прохождения через
атмосферу. В последнем случае необходимо определение орбиты и при
необходимости проведение коррекции скорости для обеспечения необходимых
условий повторного входа корабля в атмосферу с целью частичного гашения
скорости.
Использование торможения в атмосфере для выхода на
околопланетную орбиту позволяет сократить расход топлива на коррекцию. Однако
это связано с необходимостью использования тяжелого
аэродинамического тормозного экрана и обеспечения высоких точностей орбитальных
измерений на припланетном участке. При больших удалениях планет от
Земли высокоточное определение орбиты КА при использовании только
наземных измерительных средств является весьма затруднительным, так
как растут погрешности измерений, временные задержки радиоимпульсов
измерительных средств и командных сигналов наземных служб управления.
Кроме того, при использовании только наземных измерительных средств
заметное влияние на точность входа в атмосферу оказывают ошибки в
эфемеридах самой планеты.
Здесь целесообразно использование автономных измерительных средств
(рис. 10.35). Оптические средства дают возможность определять положение
линии визирования корабль—планета и скорость ее углового движения. Для
этого с помощью инфракрасных датчиков строится местная вертикаль и
определяются углы, образуемые ею с осями инерциальной системы
координат корабля, и скорости изменения этих углов. Кроме того, угловой размер
изображения планеты дает возможность определить расстояние до нее, а
скорость изменения этого углового размера — относительную радиальную
скорость корабля и планеты.
Более точные измерения расстояния и радиальной скорости системы
корабль—планета могут быть проведены с помощью радиотехнических
измерительных средств. Для этого с борта КА проводится облучение
планеты и затем прием отраженного сигнала. Это требует существенной
мощности передающих устройств корабля и высокой чувствительности
приемника. Уменьшение этих требований возможно путем предварительной
доставки на поверхность планеты приемоответчика или радиомаяка.
На точность торможения в атмосфере планеты существенное влияние
оказывает также достоверность информации об атмосфере планеты.
Поэтому обсуждаемый способ перевода КА на околопланетную орбиту целе-
Космические исследования Луны, планет, комет
519
Сегмент
Рис. 10.36. Формы
спускаемых аппаратов
сообразен Прежде всего
для планет, атмосфера
которых предварительно
хорошо изучена.
Наиболее простой
формой КА,
Предназначенных для спуска в
атмосфере, является сфера.
Она обладает
Наименьшей поверхностью на единицу внутреннего объема. Требуемая угловая
ориентация осей корабля при спуске может обеспечиваться с помощью
системы управления и смещением центра тяжести корабля относительно центра
сферы. Однако сферическая форма в силу симметричности аэродинамического
обтекания дает возможность реализовать только баллистический спуск, т.е.
неуправляемый в процессе движения.
Асимметричная форма типа "фара" позволяет создавать,
аэродинамические силы в направлении, перпендикулярном скорости движения
(рис. 10.36). Для этого с помощью системы управления или центровки
массы аппарата создается угол между осью симметрии КА и скоростью
набегающего потока — угол атаки, что и обеспечивает появление подъемной силы
в требуемом направлении.
Лучшими массовыми характеристиками обладает форма аппарата
"аэродинамический конус". В этом случае силовое воздействие атмосферы
и тепловые нагрузки от нее воспринимает коническая поверхность. Она
делается прочной и теплоэащищенной. Остальная часть имеет незначительную
теплоизоляцию, используя этот конус как экран. Угловая ориентация конуса
обеспечивается с помощью системы управления и центровкой массы.
Отказ от системы управления при спуске ведет к использованию
симметричной формы типа сфера или "сегментальной". Она обеспечивает
угловое устойчивое движения КА вдоль его продольной оси. Симметричность
сегментальной формы делает безразличными ориентацию одним или другим
сегментом к набегающему потоку.
Перечисленные тормозные устройства обеспечивают эффективное
гашение скорости КА от космических (первой, второй или гиперболических)
до звуковых. Дальнейшее снижение скорости на дозвуковом участке
наиболее эффективно обеспечивается с помощью парашюта. Он позволяет довести
скорость движения до десятков метров в секунду. На парашютном участке
отпадает необходимость в аэродинамическом экране и его прочной и тяжелой
конструкции и он может быть сброшен, облегчая тем самым процесс
дальнейшего торможения и посадки на поверхность планеты.
Научные космические комплексы
520
Перед мягкой посадкой на планету торможение может быть1
реализовано различными путями в зависимости от свойств атмосферы/у
поверхности планеты. Так, при плотной атмосфере типа венерианской
/эффективное торможение на участке посадки обеспечивается небольшим по
площади аэродинамическим щитком. Поэтому парашют отстреливается от
аппарата заблаговременно с тем, чтобы не затягивать излишне /процесс
посадки. /
Для атмосфер средней плотности (типа земной) допустимые для
мягкой посадки скорости могут быть обеспечены парашютом. Поэтому он не
отстреливается от спускаемого аппарата до момента посадки его на
поверхность, j
При высоких требованиях к допустимой величине перегрузок в
момент соприкосновения КА с поверхностью может быть использована
система компенсации вертикальной составляющей скорости КА. Наиболее просто
это реализуется с помощью порохового двигателя, включаемого по
контакту штанги, направленной по вертикали вниз, с поверхностью (рис. 10.37).
Для разреженных атмосфер типа марсианских парашют способен
снизить скорость аппарата относительно поверхности планфты примерно до
ста метров в секунду. Поэтому для реализации мягкой посадки
необходимо использовать реактивную силу двигателя КА. Момент включения
двигателя выбирается так, чтобы при известном значении величины тяги
двигателя, высоте и скорости КА могла быть обеспечена его мягкая посадка.
В качестве высотомера может использоваться радиотехнический дальномер.
Вертикальная составляющая скорости КА относительно поверхности
планеты может быть определена как скорость изменения высоты. Для
планет с атмосферой, где возможны значительные ветры у поверхности, может
быть весьма значительной (десятки метров в секунду) составляющая
скорости в боковом направлении. Для onpe-i
деления всех компонентов скорости
корабля относительно поверхности планеты
может быть использовано многолучевое
радиолокационное устройство.
Принимаемые отраженные от поверхности сигналы
по каждому из каналов анализируются по
сдвигу частот и определяются
составляющие скорости КА в соответствующих
направлениях, после чего находится
скорость КА относительно поверхности.
Тормозная
двигательная
установив
Штанга норабля с
датчиком контакта
с поверхностью
жттякшж
Поверхность
планеты
Рис. 1037. Схе*га работы системы
компенсации вертикальной скорости при посадке
аппарата
Космические исследования Луны, планет, комет 521
Экспедиция к Марсу с возвращением к Земле связана с
осуществлением большого числа сложных операций и длительным временем полета.
Поэтому здесь особенно остро встает вопрос о надежности
обслуживающих систем комплекса. Надежность космического комплекса зависит
прежде всего от надежности Рг отдельных его составных частей / и количественно
при априорных оценках определяется вероятностью Р, которая для
независимых последовательно работающих систем равна
п
Р= П А.
1= 1
Вероятности Pj зависит в основном от уровня используемой
элементной базы, степени резервирования и от тщательности наземной отработки.
Качество элементной базы характеризуется интенсивностью ее отказов
в час. Она определяется на основе статистических испытаний и составляет
величину порядка 10"8 ... 1СГ10 1/ч.
Резервирование позволяет осуществить замену неисправных агрегатов
КК на резервные и тем самым предотвратить аварийную ситуацию.
Резервироваться могут элементы системы управления, энергопитания и другие
агрегаты КК, выход из строя которых ведет к прекращению
функционирования комплекса. Возможности по резервированию определяются прежде
всего энергетическими возможностями ракеты-носителя и соответственно
массой КК.
Высокие энергетические возможности ракеты-носителя позволяют не
только резервировать отдельные агрегаты КК, но и со значительным
запасом решать вопросы прочности конструкции, обеспечения
терморегулирования, эффективности заборных устройств, что повышает вероятность
решения ими задач. Особенно это значимо при большой неопределенности
условий функционирования КК на исследуемом небесном объекте.
Наконец, возможно резервирование всего КК путем запуска двух
идентичных объектов. Помимо увеличения надежности выполнения задачи
примерно на 20 % в этом случае при безаварийной работе обоих КК повышается
качество ее решения за счет увеличения объема получаемой научной
информации и расширения области исследований.
Масса М КК на опорной орбите около Земли не может быть меньшей
минимальной М0, при которой решение задачи в принципе возможно, но
вероятность успеха близка к нулю. Значение этой минимальной массы М0
определяется уровнем технологии. Рост массы М корабля на 10 ... 20 %
относительно М0 ведет к резкому увеличению вероятности Р. После чего
наступает насыщение и уровень его определяется качеством элементной
базы.
При решении задач доставки на Землю вещества спутников Марса
(рис. 9.38) уровень насыщения составляет 0,85 при интенсивности отказов
X = Ю-1 ° 1/ч и 0,5 при X = 10~7 1/ч. Дальнейшее существенное повышение
Научные космические комплексы • / 522
Р Два пусна
Рис. 10.38. Зависимость вероятности успешного выполнения задачи доставки на Землю
вещества спутников Марса от массы М КА:
1 - интенсивность отказов 10"' ° ... 10ч' 1/ч; 2 - интенсивность отказов 10~7 ... 5 X
X 10-« 1/ч
Рис. 10.39. Зависимость вероятности правильной интерпретации результатов измерений
физических параметров поверхности спутников Марса с посадочных аппаратов от
отношения массы Мпя научной аппаратуры к массе Л/нлтах максимально полного ее
состава
вероятности успешного решения задачи при фиксированном уровне
интенсивности отказов может быть достигнуто увеличением числа КК.
Дополнительный КК увеличивает вероятность успешного решения задачи на 20 ...
... 25 %.
При проведении измерений характеристик небесных тел помимо
надежности работы агрегатов космического комплекса при оценке эффективности
учитывается вероятность Р3 правильной интерпретации результатов. Она
зависит прежде всего от состава и точности измеряемых параметров и от
сложности объекта исследования или глубины решаемой проблемы.
Каждому уровню технологии развития научной аппаратуры
соответствует максимально возможный состав параметров, точность их измерения
и масса приборного оборудования. В этом случае вероятность Р3 будет
определяться только сложностью объекта исследования и глубиной решаемой
проблемы.
Так, при исследовании поверхности спутников Марса посадочными
аппаратами, укомплектованными достаточно полным составом научной
аппаратуры, может быть достигнуто высокое значение вероятности Р3, близкое
к единице (рис. 10.39). С ростом глубины исследования, когда вместо двух
конкурирующих гипотез рассматривается шесть, вероятность Рз
уменьшается до 0,9.
Космические исследования Луны, планет, комет 523
Уменьшение состава аппаратуры и ее качества ведет к уменьшению
вероятности Р3. Если это изменение состава аппаратуры характеризовать
изменением массы Мнл, то из рис. 10.39 видно, что для задачи исследования
спутников Марса имеет место сильная зависимость вероятности Р3 от
отношения массы используемой научной аппаратуры к ее максимальному
значению MHama„- Особенно сильное возрастание Р3 имеет место при изменении
.атак в диапазоне 0 ... 25. Насыщение наступает приМн а/Мн атах =
= 0,25 ... 0,75.
Одной из основных задач проектирования является максимизация
надежности Р с учетом ограничений
i "
где Сд и Сд — допустимые значения затрат и массы.
Такая задача может быть решена с помощью ЭВМ, например,
следующим образом. Для ряда дискретных значений G,- определяются С,- и Pi на
основе результатов проектирования или статистических закономерностей.
Затем рассматриваются варианты космических комплексов как
всевозможные комбинации из G,- и определяются G, С, Р.
Совокупность значений G, С, Р позволяет выбрать для каждого из
значений G комбинацию G{, которая обеспечивает наибольшее значение Р. Это же
можно проделать и для величин С. Таким образом, можно получить
зависимости
ЛпахС0) иЛпах(0.
10.4. ИССЛЕДОВАНИЕ ПЛАНЕТ-ГИГАНТОВ
Исследование планет-гигантов, в частности, Юпитера и Сатурна с их
естественными спутниками имеет важное значение для изучения механизма
формирования планет и их спутников на различных стадиях развития, а
также для изучения закономерностей их последующих эволюции. Юпитер и
Сатурн с их спутниками являют собой как бы миниатюрные модели солнечной
системы со звездоподобным центральным телом, находящимся на
невыясненной пока еще стадии эволюции, и спутниками, находящимися на
различных стадиях своего развития. Космические аппараты "Пионер" и "Вояджер"
дали интересную информацию об околопланетном пространстве Юпитера
и Сатурна, циркуляции верхних слоев облачности, характерных
особенностях атмосфер и поверхности естественных спутников этих планет-гигантов,
о структуре и динамике движения колец Сатурна и Урана. Но до настоящего
времени большинство проблем остается открытым: природа процессов в
Научные космические комплексы
524
недрах планет-гигантов, структура их внутреннего строения, взаимосвязь
физических характеристик естественных спутников и их удаленности от
планет-гигантов, механизмы процессов в атмосфере и недрах спутников.
Решение этих вопросов важно прежде всего для космогонии, г/еологии и
метеорологии и имеет большое научное и прикладное значение.
Контактные измерения магнитного поля Юпитера обнаружили весьма
высокую его напряженность (более чем на порядок выше по сравнению с
земной) и сложную структуру, Ориентация диполя оказалась
противоположной земной,
Это обусловило сложность и грандиозность магнитосферы Юпитера.
Она условно делится на три области: внутреннюю, промежуточную и
внешнюю. Внутренняя область располагается ниже 5—10 градиусов Юпитера
(Яю). Здесь магнитное поле близко к дипольному и имеет высокую
напряженность в сотни тысяч ампер на метр. Форма магнитосферы близка к тору,
центр которого несколько смещен к северу от центра Юпитера. Внутренняя
область магнитосферы заполнена упорядоченными потоками частиц
высоких энергий (более 30 МэВ), стационарными по времени относительно
вращающегося Юпитера.
Промежуточная область располагается на расстоянии от планеты от
10 /?ю до 30 /?ю. Здесь магнитное поле начинает отклоняться от дипольного
и нарушается регулярность потоков частиц.
Внешняя область располагается выше 30 R^q. В ней дипольное поле мало
по сравнению с полем локальных токовых систем. Поэтому потоки частиц
здесь переменны и нерегулярны.
Размер магнитосферы Юпитера существенно изменяется по времени
(от 3,5 • 106 до 10,5 • 106 км). Это объясняется переменностью давления
солнечного ветра. В принципе причиной может служить и переменность
напряженности магнитного поля, которая может быть обусловлена, например,
наличием нескольких источников генерации магнитного поля,
расположенных в различных областях тела планеты.
Обнаружено высокое содержание ионов углерода на границе между
магнитосферой Юпитера и солнечным ветром, которое уменьшается по мере
удаления от периферийной части магнитосферы по направлению к планете.
Предполагается, что источником ионов углерода является солнечный ветер.
Выявлено, что в магнитосфере Юпитера имеют место полярные сияния,
аналогичные земным, только значительно более яркие и протяженные (до
30000 км). Источником каскадов ионов и электронов, попадающих в
атмосферу Юпитера, может служить тороидальное облако плазмы, движущееся
вокруг Юпитера в окрестности орбиты Ио.
На магнитосферу оказывают влияние естественные спутники Юпитера,
которые движутся как во внутренней ее области (Амальтея, Ио, Европа),
так в переходной (Ганимед, Каллисто) и во внешней. Они в основном
поглощают ("выметают") частицы. Однако, как это обнаружено космическими
Космические исследования Луны, планет, комет 525
средствами, спутник Ио не только поглощает, но и ускоряет их и даже
излучает сам.
Проведенные исследования с помощью пролетных КА дали
ограниченную информацию о магнитном поле планеты и ее магнитосфере. Многие
важные вопросы, связанные с исследованием процессов магнито- и плазмо-
динамики, остаются открытыми. Так, не ясны механизмы, ответственные
за аномальность магнитного поля, чрезвычайное ускорение частиц в
магнитосфере, их радиальную диффузию, испускание релятивистских частиц из
магнитосферы Юпитера. Нет полной ясности о характере взаимодействия
магнитосферы с межпланетным магнитным полем и ионосферой, о
конвекции в околопланетной плазме. Для получения ответов на эти вопросы
необходимы регулярные измерения с искусственных спутников Юпитера.
Кроме того, остается загадкой механизм мощного декаметрового
излучения Юпитера и длинноволнового излучения. Первое излучение носит
импульсный характер, имеет узкую полосу (около 5 КГц), наблюдается только
на определенных волнах (например, 16,7; 18,2; 29,7 м), имеет
направленный характер, десятичасовую периодичность (примерно равную периоду
обращения Юпитера вокруг своей оси) и, возможно, корреляцию с
положением Галилеевых спутников, прежде всего Ио. В настоящее время наиболее
достоверным предположением считается синхротронная природа этого
излучения от источника размерами, не превосходящими сотен метров, и
расположенного в магнитосфере или ионосфере. Второе излучение связывается
с тороидальным облаком плазмы, обнаруженным в окрестности орбиты Ио.
Для решения этих вопросов необходимы измерения в этих областях с
искусственного спутника Юпитера. Они также позволят решить вопрос о
структуре ионосферы, которая, как показали эксперименты по
радиопросвечиванию, реализует многолучевое распространение сигнала (расщепляет
сигнал на ряд сигналов), что говорит об ее многослойности.
Космические исследования проверили некоторые прежние
представления о моделях атмосферы и гипотезы о строении облачного покрова,
показав в ряде случаев их несостоятельность или существенно их уточнив и
дополнив.
Дистанционное наблюдение с космических средств позволило
определить количественное соотношение компонентов верхней атмосферы
Юпитера. Она состоит из 87 ... 89 % водорода, 11 ... 13 % гелия и 1 % других
элементов (аммиака, метана, ацетона, этилена, этана, дейтерированного
метана, фосфина и паров воды). Выявлено, что у верхней границы облаков
атмосферное давление составляет 105 Па, а температура — 100 °С с
небольшими колебаниями.
Телевизионные снимки позволили уточнить структуру и характер
циркуляции верхней облачности. Так, выявлено, что серо-белые пояса
представляют собой поднимающиеся облачные "гряды", своим цветом
обязанные, как это полагают, кристаллам замерзшего аммиака; красно-коричне-
Научные космические комплексы
526 I
вые полосы считаются "долинами", в которые спускаются более холодные
массы газа с кристаллами гидросульфида аммиака. Перепад высот между
"рядами" и "долинами" составляет порядка 20 км.
Атмосферную циркуляцию определяют в основном потоки,
движущиеся в зависимости от широты пояса в западном или восточном направлении
со скоростями до 150 м/с. При этом потоки приэкваториальных областей
движутся преимущественно в восточном направлении и с бблыними
скоростями, чем среднеширотные. Выявлена симметрия основных потоков
северного и южного полушария и сходство их внешних рисунков: они
представляют собой почти зеркальное отражение друг друга.
Атмосфера Юпитера, несмотря на сложность и грандиозность, в основном
стабильна. Периодическое возникновение различных образований в ней не
сказывается на глобальном рисунке облачного покрова.
Космические наблюдения Большого Красного Пятна (БКП) позволили
выявить тонкую структуру циркуляции в его верхней части и качественную
картину его взаимодействия с окружающей массой газа в верхней
атмосфере. Пятно возвышается над окружающей облачностью на 8 км. Во
внешних областях пятна имеет место циркуляция. При этом внутренняя область
остается почти спокойной. Отмечена взаимосвязь БКП с овальными
белыми пятнами, расположенными в южном полушарии, и сходство их
внешнего вида.
Остаются невыясненными механизмы, ответственные за его
зарождение и столь длительное существование (более двух веков). Предполагается,
что это долгоживущий вихрь, зарожденный на большой глубине в
атмосфере вследствие термических возмущений. Он свободно плавает в
атмосфере, очень медленно (вследствие слабости диссипативных процессов в
атмосфере Юпитера) разрушаясь.
Наблюдения за другими "красными" и "белыми" пятнами атмосферы
Юпитера показали, что они менее стабильны и могут разрушаться за
несколько лет. Взаимодействие пятен между собой оказалось необычным: одно
пятно догоняет другое, они сливаются, движутся некоторое время вместе,
затем из объединенного пятна испускается струя и формируется новое
пятно.
Отмечены признаки разрыва течений вблизи пятен. Возможно, что это
является следствием турбулентности, возникающей в течениях вокруг
пятна, а возможно это следствие того, что само пятно является
препятствием каким-то атмосферным течениям, как, например, на Земле области
высокого давления препятствуют движению воздушных масс.
На ночной сторона планеты зарегистрированы разряды молний (на
дневной стороне их наблюдениям мешает солнечный свет). Высказывается
предположение, что именно они ответственны за фантастическую раскраску
облаков сложными молекулами, которые формируются в
высокотемпературных условиях электрических разрядов из водорода, метана, аммиака и
Космические исследования Луны, планет, комет
527
паров воды атмосферы Юпитера. Высказываются также предположения
о возможности формирования при этом сложных молекул "предвестников
жизни".
Наиболее признанной в настоящее время является гипотеза о
Юпитере как о газожидкой планете. Согласно этой гипотезе преимущественно
водородная атмосфера имеет глубину ~ 1000 км. Далее она переходит в
жидкий водород и на глубине 10 000 ... 20 000 км при давлении ~ 3 • 1011 Па
и температуре 11 000 °С в жидкий металлический "водород. В
соответствии с теоретическими предположениями в таком веществе молекулы
разрушаются и атомы лишаются электронов, в результате чего оно становится
электропроводным. Допускается наличие у Юпитера каменного ядра с
массой в несколько земных масс. Жизнеспособность этой гипотезы
подтвердилась результатами космических исследований магнитного (высокая
напряженность, эксцентричность) и гравитационного (отсутствие аномалий)
полей, а также значительным излучением (излучает в 2 ... 3 раза больше
тепловой энергии, чем получает от Солнца; для сравнения — Земля излучает
в 4000 раз меньше, чем получает от Солнца).
Дальнейшее подтверждение этой гипотезы и развитие возможно прежде
всего путем проведения измерений под верхним облачным слоем. Наиболее
эффективно в части достоверности и многоплановости измерений
использовать для этого спускаемый аппарат типа "Венера". Оценки показывают,
что принципиально с технической точки зрения, возможно осуществить
спуск до давления 108 Па, что соответствует глубине погружения от верхней
границы облаков до ** 700 км.
Условия использования глубинного зонда в атмосферах планет-гигантов
характеризуются большими давлениями (тысячи атмосфер) и
температурами (тысячи градусов). Поэтому для обеспечения нормальной работы
измерительной аппаратуры необходимо ее размещение в герметизированном и
теплоизолированном контейнере.
Высокое давление (2 ... 3) • 107 Па вызывает расширение линий
поглощения поляризующихся газов атмтсферы, таких как NH3, H20, CO, H2S,
что ведет к существенному ослаблению радиосигналов. Кроме того,
радиосигналы ослабляются неполяризующимися газами (Н2, СЩ), также
находящимися под большими давлениями, аэрозольными и твердыми частицами
облаков, ионосферой. Помимо ослабления радиосигнала передача
информации от зонда к спутнику планеты (или пролетному аппарату)
затрудняется еще и высоким уровнем радиошумов планет-гигантов. Все это требует
больших мощностей передатчика (до 1000 Вт при давлении 108 Па и
расстоянии до спутника 200 • 103 км) и диаметра антенны (несколько метров)
для передачи измерительной информации зонда к спутнику планеты, что
обусловливает значительную массу радиопередающих устройств и всего
зонда в целом. Так, при массе научной аппаратуры 50 кг и скорости передачи
Информации 100 бит/с масса спускаемого аппарата вместе с зондом, предназ-
Научные космические комплексы 528
наченным для погружения на глубину, где давление равно 108 Па, на входе
в атмосферу планеты в районе экватора составит 7,5 т (рис. 10.40) при
диаметре зонда 3 м. После торможения в верхних слоях атмосферы и сброса
тормозного экрана масса глубинного зонда составит ~ 3,4 т.
Уменьшение массы зонда может быть достигнуто за счет сокращения
массы радиопередающей системы и других служебных систем путем
использования промежуточного ретранслятора. Такой ретранслятор может
быть, например, размещен в специальном контейнере, медленно
спускающемся на парашюте в облачном слое планеты, куда он может
доставляться совместно с глубинным зондом (см. рис. 10.41). Масса глубинного
зонда в этом случае сокращается до 0,6 т, а масса спускаемого аппарата до
1,7 т при диаметре 2,5 м.
Из рис. 10.41 следует, что использование одноступенчатой схемы
передачи информации целесообразно до давлений (2,5 ... 3) 107 Па. С ростом
давления целесообразно использование двух, а возможно, и большего
числа ступеней.
Масса научной аппаратуры 50 нг
Скорость передачи информации 100 бит/с
Wc.a'M3'T Моа
7
6
5
4
3
2
1
250 500 750 1000
/>-Ю-5Па
Рис. 10.40. Зависимость масс спускаемого аппарата Л/са и зонда М3 от предельно дос
жимого давления р при спуске а атмосфере Юпитера
Одноступенчатая
схема передачи
информации
Двухступенчатая
схема передачи
информации
Космические исследования Луны, планет, комет
529
Искусственный спутник
планеты или
пролетный аппарат
Ш\ \
. Спускаемый аппарат
г, ПП \
Верхняя атмосфера *
Прямая передача
информации на
спутник
Передача информации
на спутник с
использованием
промежуточного ретранслятора
Рис. 1041. Схемы передачи измерительной информации от глубинного зонда
Глобальность наблюдений может быть достигнута при использовании
дистанционных методов измерений в радиодиапазоне. Здесь также можно
проникнуть на несколько сотен километров вглубь и получить
представление, прежде всего, о структуре облачных, а возможно, и других слоев
планеты. Связная аппаратура искусственного спутника может быть
использована для ретрансляции данных об измерении параметров атмосферы с
глубинного зонда. В этом случае возможен их совместный запуск с
околоземной орбиты. Разгонная ступень корабля, необходимая для перехода с
околоземной орбиты на орбиту движения к Юпитеру, должна обеспечить
прибавление скорости * 6,5 км/с. Время перелета составит порядка 2,5 ...
... 3 лет. Использование высокоэффективных двигателей малой тяги, обла-
Научные космические комплексы 530
дающих большим удельным импульсом тяги (до 10000 м/с),
увеличивает требуемую характеристическую скорость до 17 км/с (за счет
увеличения потерь на преодоление силы тяжести, связанных с ростом
длительности активного участка полега) при времени перелета 3 ... 3,5 года. Общий
же вес корабля при старге с околоземной орбиты, несмотря на увеличение
требуемой скорости времени полета и массы ДУ, уменьшается за счет
большого удельного импульса тяги и соответственно меньшего расходуемого
топлива.
Для доставки зонда при полете к Юпитеру потребуются коррекции
скорости на значения порядка 100 м/с с тем, чтобы обеспечить
формирование попадающей в Юпитер траектории с требуемыми условиями входа
в атмосферу. Для создания спутника требуются дополнительные затраты
топлива на проведение торможения у Юпитера. При высоте перицентра,
равной высоте орбиты Ио, и высоте апоцентра порядка 107 км требуемая
скорость торможения составит ~ 0,7 км/с.
За критерий эффективности при системном проектировании
глубинного зонда для атмосферы Юпитера может быть принята вероятность
правильной идентификации одной из гипотетических моделей атмосферы
Юпитера. Модели могут прежде всего различаться соотношением водорода и
гелия, что оказывает основное влияние на характеристики разреза атмосферы.
Так при относительном содержании Н2 : Не = 86 : 14 давление 108 Па
достигается на глубине (относительно условной поверхности, где давление равно
1 атм) ~ 700 км; при этом температура составляет « 1670 К, а плотность
^18 кг/м3. При другом соотношении водорода и гелия, например, когда
их количества равны между собой (Н2 - 50 % и Не - 50 %), давление р =
= 108 Па достигается уже на глубине ~ 230 км при температуре ~ 500 К
и плотности « 80 кг/м3. Такое различие возможных физических
характеристик атмосферы ведет к существенному различию глубинного строения
облачности и происходящих в ней процессов. В сооответствии с
существующими гипотезами облачность может различаться по высоте, по числу слоев,
составу аэрозолей и твердых частиц, типу физико-химических процессов
внутри слоя и характеру взаимодействия между слоями. Так, высота
облачности может составлять 80 ... 150 км; число слоев может меняться от двух
до четырех и более; твердые частицы и аэрозоли могут состоять из
аммиака, воды, NH4 SH, раствора NH3 в Н2 О.
Существенное влияние на физико-химические процессы в облачном
слое оказывают малые компоненты, которые несут ответственность и за
окраску облаков. Здесь также возможен ряд гипотез (ледяные частицы
аммиака, воды, капли раствора аммиака в воде; замороженные радикалы;
сложные органические соединения).
Все это обусловливает различные требования к химической,
оптической и другой аппаратуре зонда (для определения размера и количества
аэрозолей и твердых частиц, частоты и интенсивности грозовых разрядов,
Космические исследования Луны, планет, комет
531
перегрузки по трем осям) как по диапазону измеряемых параметров, так
и по чувствительности к различным химическим элементам.
На основе существующих гипотез могут быть составлены модели
атмосферы Юпитера. Вероятность Р правильной идентификации этих
моделей будет зависеть от состава и точности измеряемых параметров.
Вероятность же успешного выполнения задачи будет определяться как
вероятностью Р, так и надежностью работы научной аппаратуры и средств ее
доставки (носителя, орбитального аппарата, зонда). Качественный характер
этой зависимости приведен на рис. 10.42.
На основе внешнетраекторных измерений эволюции орбит
космических аппаратов при их пролете вблизи галилеевых спутников (Ио, Европа,
Ганимед, Каллисто) выявлена закономерность в распределении
плотности спутников в зависимости от их удаления от Юпитера: чем дальше
орбита удалена от Юпитера, тем меньше их плотность. Такая же
закономерность ранее была выявлена для планет Солнечной системы, что
позволяет с большой уверенностью утверждать, что она справедлива для всех
систем типа Солнечной, Юпитерианской, Сатурнианской, а также делает более
Два пуска
0,5
Частота отказов
элементной базы:
|-Х=5-10~п 1/ч
-5-Ю-9
Рис. 10.42. Зависимость вероитности Р успешного выполнения задачи глубинного
зондировании атмосферы Юпитера до давления 1000 атм от массы зонда т3 УОИНИОГ° ЭОИ
Научные космические комплексы 532
достоверной гипотезу об уносе легких элементов на периферию под
действием теплоты центрального тела в процессе формирования системы. Для
дальнейшего развития этой гипотезы необходимы аналогичные измерения
для остальных спутников.
Телевизионные изображения Ио с разрешением 1 км позволили сделать
важное открытие: на Ио обнаружено 8 действующих вулканов. Скорость
выброса вещества превышает 450 м/с, высота выбросов достигает 300 км.
Температура выбросов составляет 40 ... 90 °С при температуре окружающей
местности порядка — 150°. Причиной вулканической активности Ио
считается разогрев недр и их расплавление от приливного трения. Спутник Ио
находится в наиболее активной стадии формирования из всех тел Солнечной
системы.
Выявлено также, что его поверхность имеет желто-коричневый цвет,
который, по-видимому, определяется цветом вулканических выбросов
солей серы. Видны следы "гигантской" эрозии: горные пики высотой в
несколько километров, каньоны, трещины, бассейны и депрессии со следами
стоков в них жидкости. Возраст поверхности оценивается в 106 лет.
Возможно, что она обновляется и за более короткое время за счет заполнения ее
лавой. При заходе в тень Юпитера поверхность охлаждается и покрывается
веществом с очень высокими отражательными свойствами (Ио в это время
обладает самым высоким альбедо из всех тел Солнечной системы, как это
было известно раньше из наземных наблюдений). Предполагается, что этим
веществом является метановый снег.
Ио окружен светящимся облаком заряженных частиц. Кроме того,
иногда наблюдается вокруг него разреженная дымка из паров сернистого
ангидрида.
Радиозондирование с космических объектов показало, что у Ио
имеется однослойная ионосфера протяженностью 675 км и крайне разряженная
атмосфера (плотность в 2000 раз меньше плотности атмосферы Земли)
протяженностью ПО км. Вдоль орбиты Ио существует торовое кольцо из
заряженных частиц. Предположительно, это ионы водорода, серы и
кислорода.
Уникальность свойств и процессов на Ио делает целесообразным более
глубокое его изучение с помощью космических средств. Большая
информация об ионосфере и атмосфере, гравитационном и магнитном полях,
поверхности и подповерхностных слоях могла бы быть получена от
искусственного спутника Ио. Разгонные ступени космического корабля для его
доставки с орбиты спутника Земли на орбиту около Ио должны
обеспечить создание характеристической скорости порядка « 12 км/с. При
использовании малой тяги требуемая скорость возрастает до ** 40 км/с, а время
полета до 4 лет.
Космические исследования Луны, планет, комет
533
Еще более важную информацию о микроструктуре поверхности,
физико-химических свойствах грунта и внутреннем строении Ио могут дать
посадочные и другого типа космические корабли. В этом случае требуется
характеристическая скорость == 13 км/с и ^ 20 км/с соответственно. Это
способствовало бы изучению основополагающих механизмов
формирования и эволюции планет.
Получены снимки спутников Амальтеи, Европы, Ганимеда, Каллисто.
Выявлено, что Амальтея имеет красноватый цвет и форму эллипсоида
(220 км на 130 км), испещренного кратерами.
Европа имеет яркий желто-красный ("золотой") цвет. У этого спутника
самая ровная из всех тел солнечной системы поверхность. Элементы
рельефа (цепи холмиков) возвышаются не более чем на 50 м. Видны светлые и
темные полосы, трещины и разломы длиной до 1000 км и шириной до
нескольких сот километров, которые образовались от напряжений в верхнем
слое водяного льда толщиной, как полагают, около 100 км и заполнились
потом чистой. или загрязненной водой (или льдом), пришедшей снизу и
затем замерзшей. Температура поверхности составляет 90 ... 120 К.
Предполагают, что Европа имеет скальные недра.
Поверхность Ганимеда изрыта кратерами, бороздами и наполнена
хребтами, Она имеет коричневый цвет. Предполагается, что Ганимед имеет
небольшое твердое ядро, мантию из воды и кору из смеси льда и скальных пород
толщиной 75 км.
Поверхность Каллисто имеет темно-коричневый цвет и испещрена
кратерами в большей мере, чем любое тело в Солнечной системе. Один из
кратеров имеет большую глубину и окружен концентрическими кольцами,
расходящимися на большую область поверхности спутника. Возможно, что это
следствие удара крупного метеорита, который образовал кратер и волны
сжатия в ледяной коре от возникающих при этом больших давлений.
Кроме того, на поверхности Каллисто обнаружена светлая область, которая,
как полагают, является полярной шапкой и состоит из водяного льда.
Предполагается, что поверхность Каллисто образовалась в период интенсивного
кратерирования и ее возраст оценивается в 4 • 109 лет. Остается неясной
причина различия структуры поверхности Ганимеда и Каллисто при
сходстве их плотностей (соответственно 1,9 и 1,8 г/см3) и сравнимых внешних
условиях.
Для спутников Юпитера характерно различие отражающей способности
полушария, обращенного по направлению орбитального движения от
полушария, обращенного "назад". Объяснения этому явлению пока не найдено.
Телевизионная съемка позволила обнаружить кольцо вокруг Юпитера
толщиной около 30 км, расположенное внутри орбиты спутника
Амальтеи. Кольцо структурировано аналогично кольцам Сатурна. Внешний обод
шириной 6500 ... 8700 км расположен на расстоянии 57000 км от видимой
границы облачного покрова Юпитера и является основной частью кольца.
Научные космические комплексы 534
Затем идет менее плотная его часть, сгруппированная в виде нескольких
колец, которая простирается почти до верхней атмосферы Юпитера.
Зарегистрировано свечение кольца в тени Юпитера. Предполагается, что оно
состоит из частиц размером порядка нескольких микрометров и может
представлять собой или первичное вещество, оставшееся после образования
Юпитерианской системы, или остаток разрушившегося от действия
приливных сил спутника Юпитера или же представлять собой динамическую
систему, которая постоянно подпитывается веществом от-пока еще
необнаруженного тела, которое генерирует частицы.
У внешнего края кольца Юпитера на расстоянии 800 км от него
обнаружен новый спутник Юпитера, получивший обозначение 1979-/-1. Он имеет
размер в поперечнике 30 ... 50 км и орбитальную скорость 30 км/с, самую
большую из естественных спутников планет в солнечной системе.
Предполагается наличие взаимосвязи между веществом кольца, веществом
спутника и формой кольца. Так, спутник может "выметать" частицы вещества
кольца, ограничивая его внешние размеры; спутник может и порождать
вещество кольца, которое затем мигрирует к Юпитеру.
Обнаружено еще два спутника Юпитера \919-J-2 и 1919-J-3. Первый из
них имеет диаметр размером 65 ... 80 км и обращается по орбите,
расположенной между орбитами Амальтеи и Ио. Второй спутник \919-J-2 имеет
размф в поперечнике 40 км и обращается вокруг Юпитера на расстоянии
56000 км от верхней границы облачного покрова у внешнего края кольца.
Обнаружено также тороидальное облако плазмы, вытянутое вдоль
орбиты Ио. Оно включает в себя в основном ионизированные (потерявшие
два электрона) атомы серы. Источником серы, по-видимому, является
изверженное вещество вулканов Ио. Атомы серы ионизируются и затем
магнитным полем Юпитера переносятся в облако. Помимо серы в нем
обнаружены также углерод, кислород и железо.
Исследования Сатурна с помощью космических средств показали, что
его магнитное поле является дипольным, напряженность на уровне облачного
слоя 2 • 105 А • м"1. Ось диполя практически совпадает с осью вращения
планеты, его центр несколько смещен к северу от центра Сатурна. Силовые
линии "выходят" у северного полюса, пересекают экватор и "входят" у
южного полюса. Магнитное поле Сатурна не содержит составляющих
высокого порядка и в целом однородно. Оно вращается вместе с планетой.
Однородность магнитного поля определяет симметрию магнитосферы,
симметрию заполнения ее заряженными частицами и устойчивость
внутренней зоны радиации. Размер магнитосферы в направлении Солнца составляет
106 км, а в остальных направлениях он больший.
Интенсивность излучения в радиационных поясах в 50 ... 1000 раз слабее,
чем у Юпитера и сравнима с интенсивностью в земных поясах. В пределах
системы колец наблюдалось практически полное отсутствие заряженных
частиц из-за "гильотинного эффекта" — "выметания" частиц при прохож-
Космические исследования Луны, планет, комет
535
дении ими через вещество колец, в процессе периодического движения вдоль
силовых линий магнитного поля от одного полюса к другому примерно
один раз в секунду. Поэтому эта область в Солнечной системе самая
свободная от заряженных частиц.
Внутри магнитосферы движутся спутники Сатурна. Их угловая скорость
меньше, чем магнитосферы. Поэтому шлейф заряженных частиц от
взаимодействия ионосфер, атмосфер или поверхности спутников с магнитосферой
Сатурна располагается впереди их. При этом Титан создает в прилегающей
к нему магнитосфере электрическое поле напряженностью 6000 В/м и
радиоизлучение мощностью 20 кВт. Предполагается, что ответственными за это
излучение являются возбужденные электроны в ионосфере Титана.
С движением Дионы через магнитосферу связывается также
радиоизлучение с частотой 50 ... 60 кГц. При этом допускается, что она имеет
ионосферу, взаимодействие которой с магнитосферой Сатурна и формирует
условия для генфации излучения.
Всплески высокочастотного излучения Сатурна совпадают с периодом
его вращения вокруг оси и связываются с синхротронным эффектом
электронов в магнитосффе.
Наблюдались интенсивные всплески радиоизлучения в широком
диапазоне частот в районе Сатурна. Они могут быть связаны с разрядами в
атмосфере (молниями) или с электростатическими разрядами в кольцах Сатурна.
Как и на Юпитфе, в южной полярной области Сатурна наблюдались
полярные сияния протяженностью 8000 км.
С большого расстояния верхний слой облачности атмосферы Сатурна
придает планете желтоватый цвет. По мере приближения начинают
различаться характерные образования: пояса, белые пятна, коричневые овальные
образования, красное пятно. В целом Сатурн после светловато-желтой сферы
становится виден как многоцветный шар с преобладанием синих тонов у
полюсов, зеленых — в федних широтах и коричневых — у экватора. При
этом цвета образований в верхней облачности приглушены толстым слоем
дымки, что затрудняет наблюдения облачности с Земли.
Телевизионная съемка с пролетных КА позволила выявить, что
структура верхнего слоя облачности Сатурна во многом сходна с облачностью
Юпитера, но вместе с тем имеются и различия. Так, число поясов и зон
облачности у Сатурна больше, чем у Юпитера, и, вместе с тем, верхняя часть
облачности Сатурна выглядит более спокойной, чем у Юпитера. Наибольшая скорость
ветра в поясах у Сатурна имеет место в их середине, а на границе полос
практически отсутствует. У Юпитера, наоборот, максимум скоростей ветров
соответствует границе полос. У Сатурна направление ветров
преимущественно западное, у Юпитера они чфедуются с восточными; скорость ветра
у Сатурна достигает 500 м/с, у Юпитера 100 м/с.
В атмосффе Сатурна больше белых пятен, коричневых образований,
но они меньше по размфам. Есть и "красное пятно", аналогично Юпитеру,
Научные космические комплексы 536
и оно также расположено в южном полушарии, но меньше по размеру
(диаметр 11000 км Большое Красное Пятно Юпитера диаметром более 20000 ...
... 30000 км). И, наконец, поразительное совпадение соотношения
количества водорода и гелия в атмосферах обеих планет: 9:1.
Как и Юпитер, Сатурн излучает больше теплоты, чем получает от
Солнца. Но для Сатурна соотношение излучаемой и поглощаемой теплоты больше,
чем для Юпитера и равно 3 (для Юпитера 2).
Такое структурное сходство облачности верхних атмосфер и, вместе
с тем, их количественное различие в характеристиках процессов, сходство
и в доминирующих источниках теплоты и количественная его разница;
сходство размеров планет (разница в 15 %) и существенное различие в
массах (отношение масс превышает 3); практическое совпадение газового
состава верхней атмосферы дают уникальный материал для уточнения и
пересмотра моделей строения атмосферы Юпитера и Сатурна и, прежде всего,
роли источников энергии, скорости вращения и массы планеты, структуры
облачности и процессов в атмосферах планет, что имеет прикладное
значение для метеорологии и климатологии Земли.
Обнаруженное существенное превышение излучаемой Сатурном
тепловой энергии над получаемой от Солнца поставило под сомнение ранее
разработанную применительно к Юпитеру гипотезу об источниках внутренней
энергии. Так, предполагалось, что она слагается из энергии от первичного
разогрева, гравитационного сжатия и погружения в недрах планеты гелия
в жидкий водород. Для Юпитера теоретические расчеты согласовывались
с измеренными данными, для Сатурна избыток тепловой энергии приходится
на долю последнего фактора. Необходим поиск другого более достоверного
механизма формирования внутренней энергии Юпитера и Сатурна, что может
повлечь за собой и пересмотр их внутреннего строения и происходящих
процессов. f
В настоящее время предполагается, что недра Сатурна аналогичны
недрам Юпитера и что они газожидкостные. Однако внешнетраекторные\
измерения пролетных КА показали, что у Сатурна имеют место от-i
клонения формы от эллипсоида, эквивалентные депрессиям на его по-J
верхности глубиной 120—150 км, что не свойственно однородному!
жидкому телу. \
Космические исследования позволили уточнить период обращения об-'
лачного слоя Сатурна. С Земли из-за трудности наблюдения четких образо-1
ваний он был определен с ошибкой 11,5'. Вместе с тем измерения с KAi
подтвердили правильность заключения, сделанного по результатам наземных!
наблюдений, о более быстром вращении облачности в районе экватора пла-1
неты (примерно на 25 мин). J
Наиболее интересными в системе Сатурна являются его кольца. Иссле*|
дования с КА существенно расширили и уточнили информацию о них, чтс
вызвало к жизни новые гипотезы о возникновении, эволюции, а также
Космические исследования Луны, планет, комет 537
механизмах, ответственных за их структуру, и закономерности
происходящих в них процессов.
До начала космических исследований были достоверно известны три
кольца: наиболее удаленное от облачного слоя Сатурна кольцо Л на
расстоянии от 77000 до 54000 км, среднее кольцо В на расстоянии от 50000 до
29000 км и самое близкое к Сатурну кольцо С на расстоянии от верхних
облаков 24000 ... 11000 км. Между кольцами Л и В наблюдалось
пространство, более свободное от вещества, и получившее название "Щель Кассини".
Некоторые наблюдатели утверждали об обнаружении кольца за пределами
кольца А, внутри кольца С и щели между кольцами В и С.
Телевизионная съемка и другие измерения с пролетных КА позволили
увидеть гораздо более сложную картину системы колец, состоящей из
порядка нескольких сот тысяч узких колец ("прядей") наподобие борозд на
грампластинке. При этом большинство этих "прядей" имеет одинаковую
по длине толщину; толщина части из них переменна и может изменяться
в несколько раз. Имеется различие и в форме орбиты движения.
Большинство из них — круговые, однако имеются и такие пряди, которые
переплетаются между собой, образуя петли. По сходству отражательных свойств
вещества "прядей" и по пространственному положению они сгруппированы в
кольца.
Выявилось, что помимо известных ранее колец А, В, С существуют
еще три кольца G, Е, F за кольцами А и одно кольцо D внутри кольца С.
Наиболее удалено кольцо Е (на 500000 км от облачного слоя), затем кольцо
F (на 90000 км), затем кольцо G (на 80000 км). Кольцо D простирается
от внутренней границы кольца С до верхней границы атмосферы Сатурна.
При этом размер частиц в кольцах Е, F, D менее 2 мкм, и эти кольца едва
различимы на телевизионных снимках, полученных с пролетных КА.
Наиболее ярким является кольцо В. В нем наибольшая плотность
вещества. Кольцо В хаотично по структуре "прядей".
Наиболее однородным является кольцо А. Кольцо С выглядит темным,
составляющие его узкие кольца ("пряди") четко отделены друг от друга
и имеют некоторое сходство между собой. Оно состоит как из мелких
частиц, так и крупных тел размером более 10 м. При этом на одно тело
размером 10 м приходится тысяча тел размером 1 м и миллион мелких частиц.
По поводу кольца D высказывается предположение, что оно
сформировано из вещества рядом лежащего кольца С, проникающего через барьер,
обрамляющий его внутренний край. Такой барьер может формировать,
например, неизвестный пока спутник, движущийся вблизи внутренней
границы кольца С.
Помимо колец обнаружена предсказывавшаяся французскими
астрономами щель между кольцами В и С, названная в их честь "Французской
щелью".
Кольцо F имеет ширину 100 ... 500 км и высоту до 3 км, три его "пряди"
18- 1391
Научные космические комплексы
538
переплетены между собой и образуют петли. Кроме того, "пряди" имеют
сгустки, которые могут быть крупными телами (размером 100 ... 200 км),
ответственными за формирование самих "прядей", поставляя в них
вещество. Такое сложное движение "прядей" возможно при совместном
воздействии ряда факторов: гравитационного поля известных и неизвестных
спутников, электромагнитных сил взаимодействия ионизированных мелких частиц
вещества "прядей" с магнитным полем Сатурна, светового давления.
Соотношение этих сил для частиц, отличающихся размером и химическим
составом, различно, что могло послужить причиной разделения их по
траекториям движения. Частицы с неустойчивыми траекториями развеялись, с
устойчивыми — остались в виде наблюдаемых в настоящее время "прядей",
в том числе и переплетенных.
Другим феноменальным явлением, открытым в ходе космических
полетов, являются "спицы" в кольцах Сатурна, т,е, на 5—10% менее или более
яркие образования в радиальном направлении, перемещающиеся по длине
колец с угловой скоростью вращения Сатурна вокруг своей оси. Такие
образования наблюдались длительно (до 3 ч). Их причиной может являться
переориентация мелких ионизованных частиц в силовых линиях магнитного
поля Сатурна, подобно тому, как ориентируются магнитные опилки в
силовых линиях постоянного магнита. Такая упорядоченность частиц части
кольца обуславливает отличие отражательных его свойств от остальной
массы частиц, не подвергнутых такой ориентации. В этом случае неясным
является вопрос: почему только отдельные силовые линии образуют такие спицы,
а не все, что привело бы к волнистой структуре видимой картины колец.
Такая уникальность силовой линии может быть связана, например, с
наличием периодически действующего источника магнитного поля внутри
Сатурна, который обусловливает аномальность в симметрии магнитного поля
диполя. Возможно также, что аномальность в ориентации частиц кольца
связана с аномальностью в их ионизации, которая может быть обусловлена,
например, аномальным "впрыскиванием" заряженных частиц в область
магнитосферы Сатурна, силовые линии которой пересекают кольцо в районе
наблюдаемой "спицы". Источником заряженных частиц могут служить процессь
в ионосфере Сатурна, сгустки плазмы в солнечном ветре, а также, возможно
выбросы газообразного вещества из крупных тел, например, кольца С
Тогда можно предполагать, что только эта часть кольца ионизируется заря
женными частицами магнитосферы и при взаимодействии с магнитным по
лем Сатурна приводит к ориентации частиц. По мере истощения источник
частиц или их "выметания" при ежесекундном прохождении через коль
ца распадается и сама "спица". Рассматриваются и другие воз
можные причины формирования спиц: продольные волны плотное
вещества вдоль колец, как это обнаружено для внутренней облас
кольца А, что ведет к перегруппировке частиц и изменению и
ориентации; резонансное явление гравитационного взаимодействи
Космические исследования Луны, планет, комет
539
частиц кольца с большим числом пока еще не обнаруженных спутников.
В целом, кольца Сатурна являются устойчивым образованием. Причиной
их появления может быть разрушение нескольких спутников размером
около 150 км в результате действия приливных сил, от столкновений между
собой или с метеоритами. Состав вещества колец — грязный лед при
температуре 70 К. Рассматривается также гипотеза о первичности вещества колец,
которое осталось необъ единенным в более крупное тело при формировании
системы Сатурна.
Измерения с пролетных КА позволили получить новые данные об
известных спутниках (Мимас, Энцелад, Тефия, Диона, Рея, Титан, Япет), открыть
новые спутники, подтвердить достоверность открытия с Земли новых
спутников и получить данные об их габаритных размерах и структуре
поверхности.
Наиболее важные данные получены по одному из самых больших
спутников Солнечной системы — Титану. Главное открытие заключается в
установлении факта, что он имеет атмосферу, состоящую в основном (на 93 %)
из азота, а не из метана, как это считалось ранее на основе наблюдений с
Земли. Исследования показали, что метан в атмосфере Титана содержится
порядка 1 % и располагается он в основном в верхних слоях атмосферы. Это
делает практически невозможным обнаружение с Земли азота,
содержащегося в ниже лежащих слоях. Помимо азота и метана в атмосфере обнаружены
этан, этилен, ацетилен, водород, а также возможно присутствие
значительного количества аргона.
Измерена температура верхних слоев облаков. Она оказалась равной
— 135 °С. Оценки температуры поверхности показали, что она может быть
равна — 200 °С. При таких низких температурах возможно, что облака
атмосферы состоят из капель азота, выпадает дождь из азота, а на
поверхности имеется азот в жидком состоянии (температура кипения азота
-196 "д.
Над оптически плотным слоем атмосферы Титана расположены три слоя
дымки, которые соответствуют областям различных фотохимических
процессов, происходящих в атмосфере под воздействием солнечного излучения.
Самый верхний удален от поверхности Титана на 750 км и представляет
собой молекулярное облако. Основной слой дымки находится на высотах
ниже 250 км. Диаметр частиц в верхней части этого слоя около 0,2 мкм.
Ниже диаметр частиц может возрастать.
В целом оказалось, что атмосфера Титана в 10 раз больше Земной и
давление на поверхности может достигать 3 • 10s Па. В атмосфере Титана под
слоями дымки различимы пояса и полосы. Дымка и облачность атмосферы
не позволили получить изображение поверхности Титана в видимом
диапазоне спектра электромагнитного излучения.
Магнитометрические измерения с пролетных КА позволили установить,
что у Титана практически отсутствует собственное магнитное поле (напря-
Научные космические комплексы 540
женность его не превышает 10 земного). Это позволяет утверждать, что
у него нет токопроводящего ядра и высказать предположение, что ядро
состоит из льда и некоторого количества скальных пород.
В настоящее время Титан находится в состоянии "глубокого
замораживания". Возможно, в прошлом климат был теплее, была вода или жидкий
аммиак и была органическая активность. Сейчас это все остановлено,
заморожено.
Магнитосфера Сатурна имеет большую угловую скорость и ее силовые
линии охватывают Титан. При этом с Титана "сдувается" шлейф азота. Этот
азот является основным источником для тороидального облака газов,
окружающих всю сатурнианскую систему. Исследования показывают, что шлейф
азота, "сдуваемый" с Титана, играет в этой системе большую роль, чем
солнечный ветер.
Эффективное исследование уникальных процессов, связанных с
Титаном ("сдувание" азота, мощное радиоизлучение, тяжелая азотная атмосфера,
ее низкая температура), возможно с помощью искусственного спутника
Титана, оборудованного аппаратурой для дистанционных наблюдений в
широком диапазоне спектра и контактных измерений. Космический корабль
с таким спутником при старте с орбиты спутника Земли должен обладать
энергетическими запасами, достаточными для придания КА
характеристической скорости 10 км/с (при использовании удельных импульсов малых
тяг - 35 км/с).
Спуск в атмосферу и посадка на поверхность Титана дадут уникальный
достоверный материал о составе, строении и физических условиях в
атмосфере и на поверхности сравнительно крупного небесного тела, находящегося
в состоянии "глубокого замораживания". Данные о его современном
состоянии могут позволить восстановить картину его прошлой эволюции, что
представляет исключительный интерес для планетологии.
С пролетных КА проведена телевизионная съемка известных спутников.
Она показала, что спутник Мимас имеет сферическую форму диаметром
390 км (540 км по наземным наблюдениям) и сильно кратерированную
поверхность. Уникальным оказалось наличие сравнительно большого кратера
глубиной 9 км и диаметром 130 км. Среди тел солнечной системы это один
из предельных случаев (кратер Стикни имеет диаметр 10 км при размерах
Фобоса 27 X 18 км) соотношения диаметра кратера и размера тела. В связи
с этим высказывается утверждение, что соответствующий метеорит
является почти предельным для небесного тела, при котором оно еще не
распадается.
Наоборот, спутник Энцелад оказался малократерированным и
гладким. Вероятно, что после периода интенсивного кратерирования
метеоритами на спутнике прошли процессы, которые скрыли следы
этого процесса (расплавление ледяной поверхности), или же в
период интенсивного кратерирования его поверхность находилась в
Космические исследования Луны, планет, комет 541
жидкой фазе. Уточнен диаметр спутника 510 км вместо 550 км.
Тефия оказалась сильно кратерированным спутником, содержащим
кратер диаметром 400 км. Он - самый большой в сатурнианской системе.
Диаметр Тефии оказался равным 1050 км вместо 920 км.
Поверхность Дионы сравнительно гладкая. Предполагается, что это
связано с переформированием поверхности под воздействием ударных волн,
возникающих при падениях метеоритов. На ней обнаружен кратер со
светлыми полосами вокруг него. Возможно, что полосы — это трещины,
образовавшиеся при формировании кратера, через которые выступила вода и
затем замерзла; или же выходили газы, которые дали конденсат, осевший на
стенах трещин. Остальная часть выделившегося газообразного вещества
пошла на формирование тороидального водородного облака, обнаруженного
в плоскости орбит спутников на расстоянии 480000 ... 1500000 км от
Сатурна (с плотностью вещества 10 атомов в 1 см3 и общей массой 25000 т),
или же на формирование тороидального азотного облака, окружающего
сатурнианскую систему, Кроме того, по косвенному признаку (вляние
Дионы на радиоизлучение сатурнианской системы) установлено, что Диона
обладает ионосферой. Диаметр Дионы оказался равным 1120 км вместо 860 км.
На спутнике Рея видно ледяное покрытие с некоторыми деталями коры.
Поверхность покрыта кратерами диаметром до 300 км с четкими краями,
также есть кратеры с размытыми краями. По внешнему виду Рея схожа со
спутником Юпитера Ганимедом, несмотря на разницу в размерах (диаметр
Реи 1530 км, диаметр Ганимеда 5275 км). Высказывается предположение,
что несмотря на малые размеры, Рея имеет свою "тепловую историю".
Яркость спутника Япет неравномерна по поверхности. Половина его,
обращенная по направлению движения, оказалась во много раз менее яркой,
чем остальная его часть. Исследования показали, что яркая полусфера Япета
сложена из снега, имеющего высокую отражательную способность.
Диаметр Япета оказался равным 1440 км вместо 1330 км.
Плотность спутников Мимас, Энцелад, Тефия, Япет составляет
1,0...1,2) г/см3. Предполагается, что такую плотность имеют ядра комет.
Это позволяет предположить, что ядра этих спутников состоят из скальных
пород, окруженных ледяной оболочкой, и что одним из возможных путей
(наряду с гипотезой совместного их образования с Сатурном из протопланет-
ного облака) могло быть их формирование из кометного материала не у
Сатурна. Неправильная форма кратеров и однородность их цвета и
окружающей поверхности дает основание для предположения, что их кора состоит
из отдельных глыб и имеет большую толщину. Имеют сходство рисунки
трещин, обсуждаемых четырех спутников, что указывает на сходство
условий их формирования.
КА позволили по фотографиям и по скачкам уровня ионизации в
магнитосфере Сатурна, обусловливаемые эффектом "выметания" частиц этими
небесными телами, подтвердить существование, уточнить орбиты и габарит-
Научные космические комплексы 542
ные размеры трех спутников, ранее наблюдавшихся с Земли, которым
присвоены порядковые номера 10, 11 и 12. Так выяснилось, что наблюдаемый
ранее с Земли спутник, названный Янус, оказался состоящим из двух
спутников. Большие оси этих новых спутников, которым присвоены номера
№ 10 и № 11, ориентированы на Сатурн. Они имеют габаритные размеры
220 X 160 км и 140 X 100 км соответственно и представляют собой,
вероятно, глыбы льда. Расстояние между орбитами этих спутников всего 50 км,
и высказывалось предположение, что когда-то это было одно большое тело,
которое впоследствии раскололось на два. Орбита движения их отстоит от
Сатурна на 90000 км.
Спутник № 12 движется по той же орбите, что и спутник Диона.
Поэтому он получил название "Диона-В".
Спутники № 13 и № 14 имеют габаритные размеры 110 X 70 км и 140 X
X 80 км соответственно и представляют собой смесь льда и скальных пород.
Они обращаются по орбитам, лежащим за внешним краем кольца А,
высотой над облачностью Сатурна 81750 км и 79350 км соответственно. Между
ними заключено кольцо F, расстояние до которого от спутника № 13
составляет 2000 км, а до спутника № 14 — 500 км. Высказывается предположение,
что эти два спутника определяют внешнюю и внутреннюю границу кольца F.
Такая же роль может быть приписана спутнику № 15, открытому в ходе
космических исследований. Оказалось, что он движется по орбите на
расстоянии 800 км от внешнего края кольца А.
Гипотеза о роли спутников № 13, № 14, № 15 в формировании границ
колец позволяет высказать предположение, что резкая внутренняя граница
между кольцами С и D также связана с наличием в ее окрестности крупного
тела в настоящем или прошлом. Возможно с аналогичным фактором
связана и "Щель Кассини" и "Деление Энке".
Механизмы взаимодействия этих спутников с веществом колец могут
быть различными. Они могут просто "выметать" попадающиеся на их пути
частицы, тем самым не давая им размазывать края колец под действием
внешних (гравитация, электростатика, световое давление, столкновения с
метеоритами) и внутренних (реактивные силы от выброса части вещества
из крупных тел, столкновение тел между собой) сил. Так спутники и
вообще большие тела могут четко разделять зоны различной концентрации
вещества.
Спутники могут выполнять роль "пастуха", регулярно проходя мимо
пояса вещества по внешней или внутренней орбите и воздействуя своим
гравитационным полем на убегающие из пояса частицы. Создается как бы
резонансное их колебание относительно центральной части пояса: внешние
силы придают частицам пояса вещества возмущающее ускорение в одном
направлении, а проходящий периодически спутник — в другом и при том
так, что траектории движения частиц не выходят за пределы пояса. Таких
спутников может быть несколько и они могут располагаться с обеих сторон
Космические исследования Луны, планет, комет
543
пояса вещества. При этом из всей совокупности частиц в поясе остались
только те, для которых из-эа их размеров, массы, электростатических свойств,
альбедо имеет место устойчивое движение внутри пояса при суммарном
воздействии всех сил; остальные частицы покинули пояс (кольцо).
Большие тела могут служить источником вещества колец в результате
испарения летучих фракций, эрозии поверхности и освобождения твердых
частиц. Часть из этих частиц может "сдуваться" магнитосферой Сатурна,
образуя впереди тела шлейф. Этот шлейф догонит тело и при отсутствии
внешних возмущений (кроме притяжения Сатурна и электростатических
сил, способствующих образованию шлейфа) будет его обтекать с тыльной
стороны относительно направления движения. Возмущающие силы могут
изменить траекторию движения части частиц и они отклонятся от орбиты
движения тела. Таким образом, некоторые из них далеко отойдут от
орбиты тела, другие же могут начать совершать колебательное движение
относительно его орбиты, третьи — не будут подвергнуты влиянию
возмущающих сил. В результате может сформироваться кольцо типа кольца F.
Как и для Юпитера, наиболее эффективно атмосфера Сатурна может
быть изучена с помощью глубинного зонда в совокупности со спутником,
который, в частности, используется для ретрансляции измерений эонда на
Землю. Помимо дистанционных наблюдений за верхней атмосферой
Сатурна, его облачным слоем, ионосферой и магнитосферой искусственный
спутник, двигаясь по вытянутой орбите, будет периодически пролетать
около колец и естественных спутников Сатурна и получать данные об их
массе, гравитационном поле, магнитном поле, ионосфере, атмосфере,
поверхности и недрах. Энергетические затраты для создания таких
космических аппаратов требуются примерно такие же, как и для Юпитера (на
15 ... 20% больше), время полета к Сатурну составит 3 ... 5 лет.
Космический корабль "Вояджер-2" в январе 1986 г. пролетел около
планеты Уран на расстоянии 81 тыс. км. Он прошел через магнитосферу
планеты, получил снимки планеты, колец Урана и его спутников.
Выявлено, что напряженность магнитного поля Урана составляет
2,5 • 104 А • м-1. Магнитные силовые линии выходят из полюса, который
освещен Солнцем. Магнитная ось наклонена к оси вращения планеты на
угол 55°.
Ударная волна от взаимодействия солнечного ветра и магнитосферы
находится на расстоянии 23 радиусов планеты, а магнитопауза — 18 радиусов.
Интенсивность радиации в поясах Урана примерно совпадает с
интенсивностью в поясах Земли. Имеет место свечение в ультрафиолетовом
диапазоне, распространяющееся на 50 тыс. км от облачного слоя планеты. Оно
вызвано столкновениями электронов с молекулярным водородом и
наблюдается на дневной стороне.
Основным компонентом атмосферы является водород. Он в девять раз
превышает содержание гелия.
Научные космические комплексы 544
Облачность планеты окрашена в тусклые тона. Она расположена в
низких слоях атмосферы. Водород более верхних слоев рассеивает свет и тем
затрудняет наблюдение деталей.
Период вращения Урана вокруг своей оси составляет около 17 ч.
Облачные образования в различных широтах движутся с неодинаковой
скоростью. Ветры дуют в направлении вращения планеты.
Температура атмосферы на уровне давления 104 Па составляет 50 К
и примерно одинакова над всей планетой. На уровне 1,6 • 10s Па
температура составляет 80 К, и здесь обнаружены метановые облака.
Основным источником теплоты для атмосферы Урана является
Солнце. Явных указаний на наличие внутреннего источника не получено.
Материал колец Урана темный с коэффициентом отражения 0,025.
Уточнены данные об известных девяти кольцах. Все они лежат в
плоскости экватора Урана, перпендикулярной плоскости эклиптики. Выяснилось,
что часть из них имеет неравномерную ширину; часть имеет не круговую,
а эллиптическую форму; одно кольцо оказалось незамкнутым.
Открыто десятое кольцо шириной 3 км на расстоянии 50 тыс. км от
центра Урана. Большинство частиц в этом кольце имеют поперечник 1 м и более.
Кроме того, обнаружено еще ряд неполных колец и тысячи колец на
небольшом расстоянии друг от друга в зоне шириной 230 тыс. км.
Известные пять спутников Урана (Миранда, Ариэль, Умбриэль, Титания,
Оберон) имеют коричневато-серый цвет. Их плотность составляет порядка
1,5 г/см2, альбедо 0,1 ... 0,3, температура недр порядка 70 К.
Все они имеют сложную структуру поверхности. Имеются большие
кратеры ударного происхождения, протяженные долины и впадины, высокие
горы, линейные образования. Наиболее сложную поверхность имеет самый
близкий к Урану и самый малый по размеру спутник Миранда. При попереч- *
ном размере 480 км его поверхность представляет собой хаотическое
нагромождение кратеров, борозд, долин, холмов, хребтов, разломов, впадин,
утесов.
Обнаружено еще десять спутников Урана. Их орбиты лежат за орбитой
Миранды. Диаметр от 15 до 100 км. Некоторые из них выполняют роль
"пастуха" для населения рядом существующих колец. Спутники-"пастухи"
подтягивают к себе частицы соседних колец и тем самым делают их более
компактными. Вместе с тем, они выметают частицы этих колец со своей
траектории и делают границы колец более четкими.
Для получения качественно новой информации о телах Солнечной
системы целесообразно исследование с помощью космических средств планет
Нептуна и Плутона. Это позволит уточнить их массы, исследовать
гравитационное и магнитное поля, изучить их магнитосферы и атмосферы, получить
представление о поверхности и косвенные данные о недрах этих наиболее
удаленных тел, уточнить данные об их спутниках. Наряду с подтверждением
и уточнением существующих данных и моделей КА будут получены, как
Космические исследования Луны, планет, комет 545
это всегда бывает при исследовании новых тел, неожиданные новые данные
и сделаны открытия не только в рамках известных закономерностей, но и
выходящие за них, а зачастую, что является наиболее существенным,
опровергающие их. Для запуска к этим планетам пролетных аппаратов
потребуются соответственно характеристические скорости 9,2, 12 км/с при времени
полета 10 лет (для малых удельных импульсов соответственно 25 км/с;
30 км/с при том же времени полета). Создание около них спутников
потребует соответственно 13; 21,5 км/с характеристической скорости при старте
с орбиты Земли (для малых удельных импульсов тяги соответственно 40
и 50 км/с).
10.5. ИССЛЕДОВАНИЕ КОМЕТ
Исследование комет с помощью космических кораблей может
проводиться дистанционными и контактными методами, а также путем
лабораторного анализа вещества комет при доставке его на Землю.
В первом случае на корабле устанавливается аппаратура дистанционного
зондирования в различных диапазонах спектра электромагнитного
излучения (табл. 10.10). Чувствительность и разрешающая способность этой
аппаратуры выбирается в соответствии с предъявляемыми требованиями и
удалением кометы от КА.
Наиболее жесткие требования к аппаратуре из-за больших расстояний
предъявляются при наблюдении за кометами с орбиты ИСЗ. Однако в этом
случае увеличивается продолжительность наблюдения, становится
возможным наблюдение за несколькими кометами, а также за другими небесными
объектами. Здесь возможно попутное использование на вторичной основе
многоцелевых космических аппаратов типа астрофизических. Так,
американский спутник ММС начал проводить наблюдения кометы Галлея с
помощью коронографа-поляриметра за две недели до прохождения перигелия,
в самом перигелии и после него в течение десяти дней.
Возможно наблюдение комет на вторичной основе со спутников других
планет. Здесь также значительны расстояния, но есть возможность
длительного наблюдения кометы. Так, для наблюдения кометы Галлея
использован аппарат "Пионер-Венера-1", обращающийся по орбите вокруг Венеры
с 1978 г. С помощью ультрафиолетового спектрометра с декабря 1985 г.
по февраль 1986 г. было проведено несколько тысяч сканирований кометы.
Возможно попутное использование аппаратуры межпланетных кораблей
как для наблюдения за кометами, так и для определения параметров
межпланетной среды, в которой происходит их движение. Так, корабли "Пио-
нер-7" и ICE были использованы для измерения характеристик потоков
солнечного ветра в непосредственной близости от кометы Галлея. Это
повышает корректность исследований взаимодействия солнечного ветра и хвоста
кометы.
Таблица 10.10. Задачи и требования к бортовой научной аппаратуре космического корабля
для дистанционного исследования комет
Объекты исследований
Ядро
Фигура
Внутренняя
структура
Структура внешней
оболочки
Химический состав
и агрегатное состояние
Массообмен с
комой
Тепловой режим
Вращение
Движение
компонентов ядра
Альбедо
Кома
Размеры и форма
Альбедо и
оптические свойства
Химический состав
и агрегатное состояние
Концентрация
частиц
Массообмен с
хвостом
Температура
Магнитное поле
Ионизация
Движение частиц
Хвост
Размеры и форма
УФ
-
-
—
2
2
—
-
-
1
-
1
2
-
2
-
-
-
—
-
Число диапазонов
В
4
-
4
4
4
_
1
1
1
1
1
4
-
4
_
-
-
—
1
ИК
4
-
4
4
_
1
—
—
1
_
1
4
1
—
2
—
-
_
-
свч
4
4
4
4
_
1
1
—
_
_
4
1
—
1
1
4
4
—
Р
_
4
4
4
_
—
_
_
1
_
1
4
4
_
УФ
_
_
100
30
_
100
10»
10*
_
10»
_
_
_
Разрешение на объекте, м
В
100
_
3
,100
30
100
3
100
10*
10»
10*
10»
_
10е
ИК
100
з
100
30
_
100
10»
10*
10«
10*
_,
свч
100
50
з
100
100
3
10*
10«
10*
10*
10*
10'
р
50
100
10«
10*
ки
10»
, .
Поляризация
+
+
тиц
Химический состав
Концентрация час-
Температура
Магнитное поле
Ионизация
Движение частиц
4
1
1
_
_
—
4
1
1
1
4
4
1
1
4
4
10'
10'
10'
10'
10'
—
—
-
106
10'
10'
106
10'
ю5
_
10'
10'
10'
10s
-
—
-
+
+
+
Таблица 10.11. Параметры траекторий полета КА к кометам
Цикл
полета
год
Название кометы
Дата
старта с
Земли
календарная
Время
перелета,
сут
Дата
облета
кометы
календарная
Д^ст
км/с
котн
км/с
гк.з
а.е.
Ф
градус
Я
а.е.
i
градус
Р
лет
D
км
1989
1990
1991
Чурюмов -Герасименко
Гунн
Аренд-Риго
Вольф -Харингтон
Фай
Цзучинчан-2
Понс—Венике
Неуймин-3
Виртанен
10.03.89
12.02.89
23.03.90
26.05.90
6.04.91
8.07.91
11.08.91
30.11.91
2.04.91
422
251
568
335
269
290
555
537
327
6.05.89
21.10.89
12.10.91
26.04.91
31.12.91
23.04.92
16.02.93
20.05.93
23.02.92
3,720
5,678
5,381
4,642
5,438
5,254
4,887
6,213
3,532
10,61
10,706
13,66
' 9,854
9,339
8,836
12,914
9,630
23,03
2,273
2,988
1,485
2,441
1,36
1,93
1,81
1,27
0,989
8,6
49
68
28
86
66
41
130
58
1,28
2,44
1,44
1,62
1,61
1,77
1,25
1,98
1,26
7,14
6,8
17,83
18,4
9,1
6,7
22
3,89
12,3
6,55
6,80
6,84
6,55
7,41
6,80
6,34
10,6
5,87
0,5.
1,5..
0,1.
0,1.
0,4.
0,2.
0,1.
0,3.
0,1.
.5
15
..1
.1
.4
.2
.1
.3
.1
1992
1993
Уипл
Шайн-Шалдах
Ашбрук-Джексон
Рейнмут-2
12.05.92
11.03.92
7.02.92
6.01.93
299
500
504
544
7.03.93
24.07.93
25.06.93
4.07.94
5,043
5,240
5,00
4,832
9,854
8,782
10,216
9,369
2,479
2,29
2,243
1,486
22
74
78
101
2,48
2,22
2,28
1,94
10,2
6,2
12,5
6,98
7,47
7,27
7,43
6,74
0,1 ...1
0,5 ...5
2...20
0,1.Л
1994
Финлей
Рейимут-1
15.02.94
18.05.94
447
560
10.05.95
29.11.95
3,761
4,874
9,622
8,700
2,06
1,378
12,5
12,3
1Д
1,99
5,65
8,29
6,95
7,63
0Д...1
0Д...1
Научные космические комплексы
548
Приближение КК к кометам повышает эффективность исследований
и смягчает требования к аппаратуре и при том тем больше, чем КК ближе
к комете. Для реализации такого приближения КК выводится на
гелиоцентрическую орбиту, пересекающую орбиту кометы, и притом так, чтобы корабль
и комета одновременно находились в окрестности точки пересечения.
Такая траектория использована КК "Сусей" и "Сакигаке". Они прошли на
расстоянии 0,15 и 7 млн. км от ядра кометы соответственно.
Наконец, возможно использование пертурбационного маневра около
планет для формирования пролетной траектории вблизи кометы. Это
позволяет уменьшить энергетические затраты и открывает дополнительную
возможность решать задачу исследования планеты, используемой для
пертурбационного маневра. Такое совмещение двух задач исследования планеты
Венера и кометы Галлея было осуществлено на КК "Венера-Галлей".
В качестве примера в табл. 10.11 приведены кометы, сближение с
которыми возможно в перигелии их орбит в период с 1989 по 1994 г. при
ограничении скорости схода с орбиты Земли 7 км/с. В ней содержатся данные
о наиболее благоприятной дате старта, времени перелета от Земли до
момента сближения с кометой, дате облета кометы, значении ДКсб стартовой
скорости с круговой околоземной орбиты, а также о параметрах орбиты
кометы (перигелий q, наклонении / орбиты, периоде обращения Р) и
диаметре ее ядра/?.
В этой же таблице приведены данные, характеризующие условия
сближения: расстояние гк _ 3 до Земли, относительная скорость V0TH КК и кометы,
угол ф между направлениями с Земли на Солнце и на корабль,
характеризующий условия связи на линии Земля КК.
Из таблицы видно, что возможен ежегодный запуск космических
кораблей для исследования различных комет. При этом относительная скорость
при сближении порядка 10 км/с, что предопределяет малое время
наблюдения в момент наибольшего приближения корабля к комете. Кроме того,
в этом случае для реализации наибольшего приближения к ядру кометы
возникают трудности в управлении.
Дело в том, что орбиты комет определяются и прогнозируются со
значительными погрешностями, вызванными, в первую очередь, действием на
кометы негравитационных сил (давления света и реактивных сил истечения
из ядра кометы). Поэтому определение момента старта и начальных
параметров отлетной траектории КК возможно со значительными
погрешностями. Последующие орбитальные измерения и коррекции траектории
движения сужают трубку траекторий КК, но не позволяют обеспечить его
прохождение в непосредственной близости от ядра кометы. Ошибка может
достигать нескольких тысяч километров.
Дальнейшее ее сокращение возможно за счет использования
автономных средств измерений (например, относительной скорости или расстояния
радиотехническими средствами, скорости изменения линии визирования
\
Космические исследования Луны, планет, комет 549
корабль-комета оптическими средствами) и последующей коррекции
траектории движения космического корабля. В этом случае расстояние в
момент сближения может быть сокращено до сотен километров. Увеличение
времени наблюдения при сближении с кометой возможно за счет уменьшения
скорости корабля относительно кометы (рис. 10.43).
Уменьшение этой скорости с целью увеличения времени ее
наблюдения возможно за счет выбора соответствующей траектории движения
корабля. Однако это требует дополнительных энергетических затрат при
выведении КК на орбиту, соизмеримых со значениями, на которые
предполагается уменьшить относительную скорость корабля и кометы в момент
сближения. Благоприятно в этом случае использование электрореактивных
двигателей малой тяги, обладающих высоким удельным импульсом тяги
(несколько тысяч единиц).
При существенных затратах характеристической скорости на конечном
участке движения можно к моменту подхода к комете сформировать для
корабля скорость, равную скорости кометы, т. е. вывести его на орбиту
кометы. Корабль будет как бы сопровождать комету. В этом случае
может быть реализовано ее длительное наблюдение на всех фазах полета (в
окрестности перигилия, где проявляется наибольшая активность ядра
кометы; в районе афелия и на промежуточных участках).
Такой совместный полет корабля и кометы создает наиболее
благоприятные условия и для контактных измерений ее физических
характеристик (табл. 10.12). Для этого необходимо, чтобы корабль находился в
пространстве, охватываемом хвостом кометы или ее комой. Ядро кометы
может быть исследовано контактными методами при сближении корабля
с ним (рис. 10.44).
Контактные методы могут быть использованы и при жестком
сближении с кометой (рис. 10.45). Так может быть исследован хвост кометы,
его кома. Исследования в окрестности ядра затрудняются возможностью
столкновения с достаточно крупными частицами вещества.
Доставка вещества кометы (после ее сопровождения) на Землю
дополнительно требует стартового двигателя для перевода корабля с
орбиты кометы на орбиту встречи с Землей, а также спускаемого аппарата для
торможения и посадки на поверхность Земли, или опять же реактивного
двигателя для выхода на орбиту ИСЗ. Здесь возможно использование ДУ
малой тяги с высокими удельными характеристиками на участке полета к
комете и возврата к Земле.
В ядре сосредоточена основная масса вещества кометы (рис. 10.46).
Комплекс воздействий излучений Солнца, межпланетной среды и
магнитного поля вызывает нагревание поверхностных слоев ядра,
индуцирование электрического поля на поверхности ядра, что ведет к возникновению
температурных градиентов, изменениям структуры, сублимации летучих
веществ ядра и к образованию газовой и пылевой атмосфер комы. В ре-
Таблица 10.12. Задачи и требования к бортовой научной аппаратуре контактных исследований комет
Объекты исследований
Точность
измерения, %
Длительность
одного сеанса
измерения
Пр одолжитель-
ность
исследования
Периодичность
измерения
Место измерений
Ядро
Химический состав
Агрегатное состояние
Механические свойства
Структура внутренняя
Температура
Электропроводность
Магнитное поле
Вращение
Движение компонент
Структура внешней оболочки
ядра
Кома
Химический состав
Агрегатное состояние
Концентрация частиц
Температура
Магнитное поле
Ионизация
Движение частиц
Оптические свойства
Хвост
Химический состав
Концентрация частиц
Температура
Магнитное поле
Ионизация
Движение частиц
3
5
10
25
3
3
5
5
20
Разрешение
до 10 см
5
5
5
10
20
10
10
1ГГ
10
10
20
30
20
20
до 30 мин
1 мин
до 10 мин
1 с
часы
"
менее 1 с
сутки
»»
минуты
10 мин
1 мин
1 с
1 с
1 с
1 с
1 мин
1 с
1 мкн
1 с
1 с
1 с
1 с
1 мин
сутки
часы
недели
Равномерно по телу
ядра
Тоже
Равномерно по всей
поверхности
годы
"
месяцы
недели
месяцы
Равномерно в простран
стве комы
Тоже
»»
недели
Равномерно в
пространстве хвоста
Тоже
Направление на
номвту Галлея в
момент старта НА
Земля в момент
встречи НА
с нометой
6.0386
Нисходящий
узел
Линия узлов
Орбита
Земли
Прилет н Венере
11.06.85
Рис 10.43. Схема полета КА к комете:
1 — предстартовое уточнение эфемерид; 2 - старт КА
коррекции; 5 - коррекция траектории полета КА
кометы; 8
3 - исследование межпланетного пространства; 4 - уточнение эфемерид для
6 - передача информации на Землю; 7 - обзорные дистанционные наблюдения
измерения^ голове кометы; 9 - детальные дистанционные наблюдения ядра; 10 - радиоастрономические наблюдения
Рис. 10.44. Схема полета к комете Галлея через Венеру
Научные космические комплексы
552
Хвост
Водородная
корона
Траектория НА
1
Солнечный ветер
скорость V •» 400 нм/с
Ударный
фронт
Рис. 10.45. Схема измерений
пролетного КА:
I - дистанционные наблюдения
кометы; 2 - измерения в
голове кометы; 3 - детальные
Дистанционные наблюдения
ядра; 4 - автономные измерения;
•> - коррекция; 6 ~ передача
информации i
Рис. 10.46. Структура кометы
Поверхность равной плотности
водородной короны
Пылевой хвост
^ый^онный
Пылевой хвост
Нонт,ктная поверхность Область плазмы
зультате этих процессов возможно возникновение трещин происходят от
кр«Р™й°ЕгВое"еаС1Ва ^ ИЛИ Ж6 ЯДР° ^^^ZZZZ
рунных частей, ьго диаметр может составлять 1П к *-.. т,„
=SS=k«=b=SSS=
кора состоит из нелетучего матеоия™.„ '" Предполагается, что
««.Кора служи, теГо^ГяЕ^Г;™™ ™ -
Космические исследования Луны, планет, комет 553
Из трещин и разломов высвобождающееся сублимацией вещество
истекает в виде струй, что вызывает появление реактивной силы, которая может
привести к поворотам ядра относительно центра масс и в некоторых
случаях к отклонению траектории его движения от эллиптической.
Активные районы поверхности ядра имеют поперечный размер около
1 км. Они занимают незначительную часть поверхности ядра (порядка 10 %).
При этом характер выбросов вещества быстро меняется.
Общая потеря массы ядра вблизи перигелия составляет порядка 20 т.
Из них одна треть приходится на твердые частицы, остальные две трети —
на газы. Суммарная потеря массы кометы за один проход около Солнца
составляет 150 • 106 т. Это соответствует потере слоя ядра глубиной
порядка 5 м.При таком темпе потерь массы комета совершит несколько тысяч
витков около Солнца, что соответствует времени ее существования в
будущем нескольким тысячам лет.
По мере удаления высвобождающегося газа и твердых частиц от ядра
плотность материи падает, размер ледовых частиц уменьшается за счет их
сублимации; формируется траектория их движения под влиянием
светового давления и солнечного ветра; происходят фотохимические реакции
молекул под действием солнечного излучения и их ионизации. Траектории
частиц, истекающих из задней полусферы ядра относительно солнечного
ветра, имеющих составляющую скорости, не совпадающую с
направлением солнечного ветра, уже вблизи ядра развертываются в сторону от
Солнца, формируя сначала внутреннюю кому, а затем и хвост кометы.
Эволюция траектории частиц передней полусферы более сложна. На начальном
этапе своего движения от ядра они также подвергаются воздействию
излучений и формируют собственно кометную плазму. Дальнейшее
распределение этой плазмы определяется в основном характером ее
взаимодействия с набегающим солнечным ветром. На расстояниях 105 ... 106 км их
взаимовлияние становится сравнимым, и формируется ударный фронт.
После его прохождения частицы солнечного ветра теряют свою скорость
на 30 %. Они взаимодействуют с кометной плазмой. При этом солнечный
ветер "нагружается" тяжелыми ионами, образующимися в результате
ионизации газовой компоненты истекающего из ядра кометы вещества.
Траектория частиц солнечного ветра вместе с тяжелыми ионами меняется и они
начинают обтекать околоядерную плазму кометы, формируя внешнюю часть
ее хвоста. Поверхность раздела этих двух сред ("нагруженного"
солнечного ветра и околоядерной плазмы кометы) называется контактной
поверхностью, а занимаемое ими пространство — комой кометы.
Часть атомарного водорода, образующаяся в результате
фотохимических реакций истекающего из ядра кометы вещества, обладая большой
скоростью убегания, проникает через поток "нагруженного" солнечного
ветра и ударный фронт, покидает комету, формируя при этом ее
водородную корону.
Научные космические комплексы / 554
Основной задачей исследования комет является уточнение
представлений об их происхождении (первичное вещество, продукт распада или
вулканического взрыва крупного небесного тела), что имеет
существенное значение для развития гипотез о происхождении и эволюции
Солнечной системы. Само исследование сводится к получению информации о
химическом составе и физическом состоянии вещества в различных частях
кометы (хвосте, коме, ядре) и о механизмах взаимодействия этих частей
между собой.
Наибольший интерес представляет ядро, являющееся основным
сосредоточением вещества и определяющее во многом форму и
физико-химический состав остальных частей кометы (комы и хвоста). Из-за
сравнительно малых размеров ядра (порядка километров) и значительной
удаленности от Земли наблюдение ядра обычными наземными
средствами затруднено. Этому в значительной мере способствует мешающая при
оптических наблюдениях комет "погруженность" ядра в оптически слабо
прозрачную кому.
Прежде всего необходима информация о фигуре ядра, его размерах,
форме, так как это дает представление о массе ядра и кометы в целом.
При дистанционных наблюдениях за пределами комы фигура ядра может
быть получена в оптическом, инфракрасном и СВЧ-диапазонах при
разрешении на поверхности ядра порядка 100 м. При наблюдениях из точек,
находящихся внутри комы и близких к внешней области ядра, когда мало
рассеивающее влияние вещества комы, может быть использован только
оптический диапазон.
Структура внешней области ядра дает возможность получить
представление об его внутреннем строении и характере взаимодействия ядра с комой.
Исследование внутренней структуры ядра позволяет судить о степени
однородности его химического состава, об агрегатном состоянии
вещества и об его монолитности. Совместно зти структурные факторы необходимы
при анализе эволюции кометы.
Аналогично фигуре ядра его внешняя структура может быть
определена дистанционными методами при наблюдении в видимом,
инфракрасном и СВЧ-диапазонах. Но в этом случае требуются существенно большие
разрешения научной аппаратуры с тем, чтобы выявить отдельные детали
размером в несколько метров. Внутренняя структура требует для своего
исследования дистанционными методами аппаратуры, работающей в СВЧ-
и радиодиапазонах, способной давать информацию о подповерхностных
и глубинных слоях ядра. При использовании контактных методов такое
исследование может быть проведено методами сейсмометрии и бурения
для монолитного ядра или же с помощью аппаратуры оптического
диапазона для ядра, представляющего собой совокупность отдельных тел.
Наиболее важным является определение химического состава ядра и
его возраста. Достоверно химический состав может быть определен кон-
\
Космические исследования Луны, планет, комет 555
тактными методами и особенно в случае, когда вещество ядра может быть
доставлено на Землю для лабораторного исследования. Определение
возраста ядр? помимо химического его состава и прежде всего малых его
компонент, требует дополнительного учета ряда специфических для комет
факторов. Прежде всего это агрегатное состояние вещества ядра и
характер массообмена его с другими частями кометы при ее движении вокруг
Солнца.
Так, если ядро — твердый монолит с незначительным массообменом,
с комой на всех фазах движения кометы вокруг Солнца, то возраст
этого монолита может быть оценен по соотношению изотопов его элементов
и будет давать представление о возрасте кометы с момента застывания
этого твердого ядра. При интенсивном массообмене между ядром и
комой оценка возраста будет затрудняться неопределенностью
интенсивности уноса различных веществ из ядра. Задача еще более усложняется при
изменении агрегатного состояния вещества ядра при приближениях и
удалениях от Солнца. В последнем случае, например, при переходе из твердой
фазы в газообразную при подлете к Солнцу на соотношение изотопов
газов будут существенное влияние оказывать их свойства, способствующие
переходу в кому, а оттуда в хвост кометы и затем в межпланетное
пространство.
При анализе эволюции и оценке возраста ядра, помимо перечисленной,
существенной является информация о температуре, электропроводности,
магнитном поле, механических свойствах вещества ядра или отдельных
его компонент, характере относительного движения этих компонент,
вращательном движении всего ядра и его альбедо. Основная часть этих
данных наиболее точно может быть получена константными измерениями, а
характеристики движения и альбедо могут быть определены
дистанционными наблюдениями.
Подавляющее большинство перечисленных характеристик ядра
требуют регулярных наблюдений в течение длительного времени, соизмеримого
с периодом обращения кометы вокруг Солнца. Это позволит получить
полное представление о всех происходящих в ней процессах на разных
фазах ее орбитального движения. При ограниченном времени наблюдения
целесообразны измерения на участке ее наибольшего приближения к
Солнцу, где под воздействием солнечного излучения ядро кометы (да и все
остальные его части) наиболее активизируется.
Кома занимает промежуточное положение между ядром и хвостом
кометы. В ней заключена заметная часть вещества кометых Исследование
комы позволяет выяснить ее взаимосвязь с ядром и ее роль в формировании
хвоста кометы.
Определение размера и формы кометы, а также размещения ядра
внутри ее, позволяет уточнить взаимосвязь комы и ядра на разных фазах
движения кометы относительно Солнца. Эта задача может быть решена на ос-
Научные космические комплексы / 556
нове дистанционных наблюдений комы в оптическом диапазоне из точек
пространства, размещенных вне комы. /
Альбедо и оптические свойства вещества комы оказывают
значительное влияние на ее температурный режим и агрегатное состояние вещества.
Эти характеристики могут быть определены дистанционными и
контактными методами. При этом оптические свойства комы по всему ее объему
наиболее достоверно могут быть определены контактными методами.
Химический состав вещества комы и его агрегатное состояние
являются основой для выявления взаимосвязи ее с ядром и с хвостом
кометы. С наибольшей достоверностью эти данные могут быть получены
контактными методами. Существенным является проведение таких
измерений на всех фазах движения кометы относительно Солнца.
При решении этой проблемы взаимосвязи комы с ядром и хвостом
кометы существенны такие ее характеристики, как температура комы, ее
ионизация, концентрация в единичном объеме, характер взаимного
движения частиц вещества, магнитное поле комы. Эти данные могут быть
получены как дистанционными, так и контактными методами. При этом
большую точность способны обеспечить контактные измерения.
Хвост генетически связан с комой кометы. Его исследование дает
информацию об интенсивности потери массы ядром и комой кометы и о
химическом составе теряемого вещества. Необходимо определять размеры
и форму хвоста, химический состав его вещества, уровень его ионизации,
магнитное поле, концентрацию частиц в единичном объеме, температуру и
характер движения частиц. Эти характеристики могут быть получены
дистанционными и контактными методами измерений. На основе этих
данных совместно с информацией о коме и ядре может быть восстановлена
эволюция кометы в целом.
Газы отлетают от ядра со скоростью ~ 750 м/с. При сублимации льда
из него высвобождаются твердые частицы. Те из них, которые имеют размер
d < 1 см и массу т < 1г, увлекаются потоком отлетающего газа, образуя
пылевой поток. Скорость отлета потока пылевых частиц на расстоянии
десяти радиусов ядра кометы Галлея составляет
т/ 744 /
V = , см/с,
где р — плотность вещества твердых частиц, г/см3.
Функция распределения по размерам крупных пылинок имеет
степенной характер
N(d,r)=C(r)d-u
где N(d, г) - число пылинок; С (г) - нормировочная постоянная; г — рас-;
стояние между пылинкой и ядром кометы; U = 3,7 ... 4 для большинства
комет.
Космические исследования Луны, планет, комет 557
В табл. 7.13 для U = 4, С(г) = 0,84/2 при 6,2 • 10"5 см < d < 0,13 см
приведены расчетные данные о числе ударов о площадку размером 1 м2
пылинок кометы на расстоянии г = 104 км от ядра. Там же приведены
данные о размерах и массах этих частиц.
Первые столкновения КА "ВенераТаллей" и "Джотто" с частицами
произошли на расстоянии несколько сотен тысяч километров до ядра. Масса
частиц составляла 10~10 г.
Первые пробои переднего экрана начались на расстоянии, меньшем
104 км. Масса частицы составляла порядка 10"5 г. Затем начались
столкновения с частицами до 20 в секунду и массой до 4 • 10~2 г. Число пробоев
экрана превысило сто.
Пылевые частицы состоят в основном из углерода, кислорода, азота и
простых соединений этих элементов. Плотность частиц невысока. Поэтому
полагают, что они имеют пористую структуру или представляют собой
твердое ядро в окружении ледяной оболочки.
При столкновении с толстой преградой пылевая частица взрывается,
и образующаяся плазма выжигает в преграде кратер. На рис. 10.47 показана
зависимость диаметра D кратера и глубины / проникновения каменной
частицы с плотностью 2,7 г/см3 от скорости ее набегания на толстую преграду
из алюминиевого сплава.
При набегании на тонкую преграду толщиной, соизмеримой с диаметром
частиц, механизм взаимодействия пылевой частицы с ней усложняется.
Частица здесь также взрывается и за счет воздействия плазмы в тонкой пластине
формируется кратер. Существенным фактором в рассматриваемом случае
станосятся ударные волны в пластине, образующиеся от соударения ее с
частицей. Они приводят к скалыванию материала пластины с ее внутренней
стороны, по направлению движения пылевой частицы, тем самым облегчая
ее прожигание плазмой. Поэтому глубина проникновения частицы в тонкой
пластине будет большей примерно в полтора раза. Таким образом, исполь*
зование однослойного экрана для защиты космического корабля от
разрушения при столкновении с пылью кометы связано со значительной его
толщиной и, следовательно, массой.
Для уменьшения массы экрана целесообразно его делать
многослойным (рис. 10.48) . Задачей первого слоя является испарение пылевой
частицы; задачей, последующих слоев — испарение сколов каждого предыдущего
слоя, рассеяние струи плазмы и демпфирование ее давления; задачей
последнего слоя — не пропустить через себя мелкие частицы и поток плазмы.
Расчеты показывают, что полное испарение каменной частицы
плотностью ~ 2,7 г/см3 и диаметром d на пластинке алюминиевого сплава такой
же плотности происходит при толщине пластинки « 0,4с?. Поэтому первый
слой целесообразно выбирать именно такой толщины. При меньших
толщинах через пластинку пройдет неиспарившаяся часть пылинки, имеющая
большую скорость и соответственно большую проникающую способность
P3=eS
о.
о
и
О
X
IS
о
Ч
у
X
К
и
я
s
S
и
00
t
о
£g
-l-o
Cn. СО [Я ^ СО CN
«Го
V-1-o
С к
Космические исследования Луны, планет, комет
559
Таблица 7.13. Распределение пылевых частиц для кометы Галлея
на расстоянии от ядра г = 10* км
Интервал масс пылинок, г
ю-" ... ю-10
ю-' °... ю-»
ю-*... ю-»
ю-*... ю-'
ю-'... ю-6
10^ ... 10"5
ю-5... ю-*
10^ ... Ю-3
ю-3... ю-2
Интервал размеров d, мм
1,3 • 10^ ... 2,9 • 10"»
2,9
6,2
1,3
2,9
6,2
1,3
2,9
6,2
10"» ... 6,2 • 10-*
Ю-3 ... 1,3 • 10"»
10^ ... 2,9 ■ 10"'
10"* ... 6,2 • 10-»
10"5 ... 1,3 ■ 10"'
10- ... 2,9 • 10"'
10"' ... 6,2 • 10"'
10"' ... 1,3
Число ударов
о площадку S = 1 м*
3,2 • 106
3,2 • 105
3,2 • 10*
3,2 • 10»
3,2 • 10*
32
3,2
Э,32
3,03
в последующих слоях экрана. При толщинах первого слоя 5^ > 0,4
образуются крупные отколы, которые пропорциональны толщине пластинки и
достигают размера « 261. Эти отколы увлекаются потоком плазмы и
приобретают скорость до 0,25 V, где V — скорость набегания пылевой частицы.
Крупные отколы с такими скоростями обладают большим разрушительным
действием для последующих слоев экрана.
Горячая плазма после прохождения первого слоя экрана увлекает не
только отколы, но и частицы расплава металлической пластины,
образующегося в районе кратера. Двигаясь между первым и вторым слоем, этот
поток плазмы и металлических частиц расширяется. При расстоянии
между слоями, равном « 50с?, плотность твердых и жидких частиц в потоке
становится такой, что происходит испарение частиц среднего размера
второго слоя экрана, толщиной ~ 0,2с?, образовавшихся при прохождении
пылевой частицей первого экрана.
Для демпфирования кинетической энергии потока между вторым и
третьим слоями металлических пластин экрана целесообразно разместить
пористое вещество или сотовую конструкцию плотностью р = 0,1 г/см
и толщиной 5„ = 25с?. Кроме того, этот слой будет способствовать
дальнейшему дроблению твердых частиц, образовавшихся при прохождении
второй пластины экрана, и понижению скорости их движения.
Таким 'образом, к последнему, третьему, слою металла подойдет
поток плазмы и малых твердых частиц, имеющих скорость на порядок
меньшую, чем скорость пылевой частицы. Для задержания такого потока
достаточно пластины толщиной 5 J = 2d.
Масса такого многослойного экрана легче однослойного на 50 ... 60 %.
Таким образом, эффективность изучения комет определяется
методами исследования (дистанционными или контактными) и составом
используемого оборудования. При использовании дистанционных методов
исследования с пролетных кораблей существенным фактором является мини-
Научные космические комплексы
560
Рис. 10.49. Зависимость вероятности
успешного выполнения задачи исследования
кометы, от массы М корабля и
минимального расстояния / от ядра кометы при
полете:
сплошная линия - две конкурирующие
гипотезы; штриховая - шесть
конкурирующих гипотез
мальное расстояние / до ядра
кометы. Его уменьшение ведет к
расширению исследуемого пространства
комы кометы и улучшению
возможностей для дистанционных
методов изучения ядра. Вместе с тем
уменьшение / ведет к росту
концентрации пылевых частиц, а
следовательно, к утяжелению
пылезащитного экрана.
Зависимость вероятности Р успешного выполнения задачи исследования
кометы от / и массы М КА с учетом средств пылезащиты и научных
приборов приведена на рис. 10.49. Видна сильная зависимость Р от М вблизи
точки М0 соответствующей КА, у которого практически отсутствует научное
оборудование. Насыщение Р по М наступает в пределах 20 % увеличения
М относительно М0.
Увеличением массы корабля можно добиться практически полной
компенсации ухудшения условий исследований, появляющихся при росте /.
Однако для глубоких задач исследования кометы, когда имеет место
большое число конкурирующих гипотез увеличением массы М не удается
компенсировать большие Д/ и требуется более близкий проход корабля
около ядра.
СПИСОК ЛИТЕРА ТУРЫ
1. Авдуевский B.C., Саульский В.К., Успенский Г.Р. Закономерности выбора
проектных параметров системы космических съемочных комплексов излучения Земли//
Исследование Земли из космоса. 1980. № 5. С. 104-108.
2. Авдуевский B.C. и др. Основы теории полета летательных аппаратов. М.:
Машиностроение, 1972. 607 с.
3. Агекян Т.А. Основы теории ошибок. М.: Наука, 1968. 148 с.
4. Алексеев А., Богданов А., Ванюшин О.О. и др. Космические исследования для
градостроительства. Л., Стройиздат, 1981. С. 176.
5. Альвен X., Аррениус Г. Эволюция солнечной системы; Пер. с анг./Под ред.
Г.И. Петрова. М.: Мир, 1979. 511с.
6. Амбарцумян В.А. Проблемы современной космогонии. М.: Наука, 1972. 470 с.
7. Анализ результатов измерения параметров атмосферы Венеры в местах
посадки АМС "Венера-П" и "Венера-12"//Космические исследования. 1979. Т. XVII. Вып. 5.
С. 655-660.
8. Аоки М. Введение в методы оптимизации. М-: Наука, 1977. 344 с.
9. Арис Р. Дискретное динамическое программирование. М.: Мир, 1969. 172 с.
10. Асташкин А.А., Саульский В.К., Успенский Г.Р. Исследование орбит ИСЗ
океанографического назначения//Исследования Земли из космоса. 1981. № 2. С. 111-115.
11. Асташкин А.А., Саульский В.К., Успенский Г.Р. Особенности комплексирова-
ния на борту ИСЗ приборов с различными полосами обзора//Исследование Земли из
космоса. 1981. № 4. С. 66-70.
12. Атмосфера Марса в районе посадки спускаемого аппарата "Марс-6"
(предварительные результаты)//Космические исследования. 1975. Т. XIII. Вып. 1. С. 21-32.
13. Барлоу Р., Прошан Ф. Математическая теория надежности. М.: Советское радио,
1969.488 с. .
14. Белецкий В.В., Левин Е.М. Механика орбитальной тросовой системы//Кос-
мические исследования. 1980. Т. 18. № 5. С. 678.
15. Беляев М.Ю. Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных
станциях. М.: Машиностроение, 1984. 264 с.
16. Берзин Е.А. Оптимальное распределение ресурсов и элементы синтеза систем.
М.: Советское радио, 1974. 304 с.
17. Боно Ф., Гатланд К. Перспективы освоения космоса: Пер. с англ./Под ред.
Г.Р. Гроздовского. М.: Машиностроение, 1975. 214 с.
18. Боровков А.А. Теория вероятностей. М.: Наука, 1976. 352 с.
19. Боярский Э.А. Порядковые статистики. М.: Статистика, 1972. 120 с.
Список литературы
562
20. Брагинский В.Б., Вятчанин СП. Гравитационные волны и предельная
стабильность частоты автогенераторов//ЖЭТФ. 1978. Т. 74. С. 828-832.
21. Брагинский BJB., Вятчаини СЛ., Панов В Л. О предельной стабильности частоты
автогенераторов//ДАН. 1979. Т. 247. С. 583-585.
22. Брандт 3. Статистические методы анализа наблюдений. М.: Мир, 1975. С. 312.
23. Брацлавец П.Ф., Росселевич ИЛ., Хромов ЛЛ. Космическое телевидение. М.:
Связь. 1973. С. 248.
24. Бреус TJC. Околопланетная плазма и магнитное поле Венеры и Марса. М.:
Знание, 1981.64 с.
25. Вентцель Е.С. Исследование операций. М.: Советское радио, 1972. 552 с.
26. Войткевич Г. В. Химическая эволюция Солнечной системы. М.: Наука, 1979.
176 с.
27. Волосов ДС Фотографическая оптика. М.: Искусство, 1971. 671 с.
28. Всехсвятский СК. Физические характеристики комет. М.: Физматгиз, 1958.
575 с
29. Вуд Дж. Метеориты и происхождение Солнечной системы. М.: Мир, 1971,172 с
30. Выставкин Я.П. Сети обмена информацией между ЭВМ. М.: Наука, 1975. 216 с.
31. Гааль Э., Медьеши Г., Вередский Л. Электрофорез в разделении
биологических макромолекул. М.: Мир, 1982.
32. Галактическая и внегалактическая радиоастрономия/Под ред. Г.Р. Верскера,
К.И. Келлермана. М.: Мир, 1976. 620 с.
33. Гаспарский В. Праксеологический анализ проектно-конструкторских
разработок. М.: Мир, 1978. 172 с.
34. Геворкян О.С. Космогоническая гипотеза. М.: Наука, 1974. 144 с.
35. Герман МЛ. Спутниковая метеорология. Л.: Гидрометеоиздат, 1975.
367 с.
36. Гермейер Ю.Б. Введение в теорию исследования операций. М.: Наука, 1971.
383 с.
37. Гибсон Э. Спокойное Солнце; Пер. с англ./Под ред. Э.В. Кононовича. М.: Мир,
1977. 408 с.
38. Гидромеханика и тепломассообмен в невесомости/Под ред. B.C. Авдуевского,
В.И. Полежаева, М.: Наука, 1982.
39. Горелик А.Л., Скрипкин В.А. Построение систем распознавания. М.:
Советское радио, 1974. 224 с.
40. Гуд Г.Х., Макол Р.Э. Системотехника. Введение в проектирование больших
систем. М.: Советское радио, 1962. 384 с.
41. Гуревич А.Э., Чернин А.Д Введение в космогонию. М.: Наука, 1978. 984 с.
42. Гуревич СБ. Теория и расчет невещательных систем телевидения. Л.: Энергия,
1979. 236 с.
43. Добровольский О.В. Кометы. М.: Наука, 1966. 288 с.
44. Дубошин Г.Н. Небесная механика. М.: Физматгиз, 1963. 586 с.
45. Дуда Р., Харт П. Распознавание образов и анализ сцен; Пер. с англ./Под ред.
В.Л. Сгефанюка. М.: Мир, 1976. 511 с.
46. Елисеев А.С Техника космических полетов. М.: Машиностроение, 1983. 307 с.
47. Жарков В.Н. Внутреннее строение Земли и планет. М.: Наука, 1978. 192 с.
48. Жарков В.Н., Трубицын В.П. Физика планетных недр. М.: Наука, 1980. 448 с.
49. Зельдович Я.Б., Новиков И.Д. Строение и эволюция Вселенной. М.: Наука,
1975. 736 с.
50. Измерение скорости ветра на поверхности Венеры во время работы станции
"Венера-9", "Венера-Ю'7/Космические исследования. 1976. Т. XIV. Вып. 5. С. 710-713.
51. Инженерный справочник по специальной технике/Под ред. Солодова А.В.
М.: Воениздат, 1977. 430 с
Список литературы
563
52. Ишлинский А.Ю. Ориентация, гироскопы и инерциальная навигация. М.:
Наука, 1976. 670 с.
53. Келдыш М.В., Маров М.Я. Космические исследования. М.: Наука, 1981. 191 с
54. Келле Е. Модели стоимости в ракетно-космической технике//Вопросы ракетной
техники. 1972. 12. 216 с.
55. Ковалевский И.В. Измерение магнитных полей и плазмы на космических
аппаратах. М.: Наука, 1973. 270 с.
56. Коваль А.Д, Успенский Г.Р. Космос человеку. М-: Машиностроение, 1974.
199 с.
57. Космическая фотосъемка и геологические исследования/Под ред. Г.Б. Гони-
на, СИ. Стрельникова. Л.: Недра, 1975. 416 с.
58. Космическая биология и биотехнология. Киев: Наукова думка, 1986.
59. Космическая съемка и тематическое картографирование/Под ред. Самице-
ва К.А., Книжникова Ю.Ф. М.: Изд. МГУ, 1980. 272 с
60. Космические аппараты/В.Н. Бобков, В.В. Васильев, Э.К. Демченко и др. Под
ред. К.П. Феоктистова. М.: Воениздат, 1983. 319 с.
61. Кринов Е.Л. Спектральная отражательная способность природных
образований. М.-Л.: Изд-во АН СССР, 1947. 270 с.
62. Критерии эффективности космических комплексов для изучения природных
ресурсов Земли//Исследование Земли из космоса. 1981. № 3. С. 89-96.
63. Кузьмин А.Д, Маров М.Я. Физика планеты Венера. М.: Наука, 1974. 408 с
64. Линиик Ю.В. Методы наименьших квадратов и основы математико-статисти-
ческой теории обработки наблюдений. М.: Физматгиз, 1962. 349 с.
65. Ллойд Дж. Системы тепловидения/Под ред. А.И. Горячева. М.: Мир, 1978.
414 с.
66. Максимов Г.Ю. Теоретические основы разработки летательных аппаратов.
М.: Наука, 1980. 320 с.
67. Малышев Г.В., Блейх Х.С, Зернов В.И. Проектирование автоматических
летательных аппаратов. Вероятностные методы анализа. М.: Машиностроение, 1982. 152 с
68. Маров М.Я. Планеты Солнечной системы. М.: Наука, 1981. 256 с.
69. Мельников Ю.Н. Достоверность информации в сложных системах. М.:
Советское радио, 1973. 192 с.
70. Мильвидский Н.Г. Полупроводниковые материалы в современной
электронике. М.: Наука. 1986.
71. Мишин В.П., Осии М.И. Введение в машинное проектирование летательных
аппаратов. М.: Машиностроение, 1978. 128 с.
72. Мороз В.И. Физика планеты Марс. М.: Наука, 1978. 352 с.
73. Научные основы пргрессивной техники и технологии. Авдуевский B.C.,
Ишлинский А.Ю., Образцов И.Ф. и др. М.: Машиностроение, 1985.
74. Неограниченно наращиваемый космический радиотелескоп//Космические
исследования. 1978. Т. XVI. Вып. 5. С. 767-783, 924-936.
75. Нечипоренко В.И. Структурный анализ систем. М.: Советское радио, 1977.
216 с.
76. Николаев А.Г., Перцев СВ. Радиотеплолокация. М.: Воениздат, 1970. 132 с.
77. Обсерватория в космосе ("Салют-13" - "Орион-2")/В.В. Раушенбах, Г.А. Гур-
зафен, К.П. Феоктистов и др.; Под ред. Амбарцумяна. М.: Машиностроение, 1984.
246 с.
78. Общая теория систем/Под ред. В.Я. Алтаева. М.: Мир, 1966. 187 с.
79. Оптические телескопы будущего/Под ред. В.П. Щеглова. М.: Мир, 1981. 432 с.
80. Основные принципы системы "Экран"//Элекгросвязь. 1977. № 5. С. 5-10.
81. Плетнев И.Л., Рембеза А.И., Соколов Ю.А., Чалый-Прилуцкий В.А.
Эффективность и надежность сложных систем. М.: Машиностроение, 1977. 216 с.
Список литературы
564
82. Предварительные результаты исследования светового режима в атмосфере и
иа поверхности Венеры//Космические исследования. 1976. Т. XIV. Вып. 5. С. 735-742.
83. Приборы с зарядовой связью/Под ред. Хоувза М., Моргана Д. М.: Энергоиздат,
1981. 372 с.
84. Природа Земли из космоса/Под ред. Козлова Н.П. Л.: Гидрометеоиздат, 1984.
150 с.
85. Проблемы дислокации космических аппаратов в окрестностях точек либрации
системы Земля-Луна. М.: Машиностроение, 1979. 207 с.
86. Проблемы космического Производства/Авдуевский B.C., Бармин И.В.,
Гришин С. Д. и др. М.: Машиностроение, 1980.
87. Происхождение Солнечной системы. М.: Мир, 1976. 601 с.
88. Разыграев А.П. Основы управления полетом летательных аппаратов и кораблей.
М.: Машиностроение, 1977. 472 с.
89. Регель Л.Л. Космическое машиноведение. М., ВИНИТИ, 1984.
90. Результаты измерений параметров атмосферы Венеры, полученные советской
автоматической станцией "Венера-4 "//Космические исследования. 1969. Т. VII. Вып. 2.
С. 239-246.
91. Реутов А.П. и др. Радиолокационные станции бокового обзора. М.: Советское
радио, 1970. 360 с.
92. Роузвер Н.Т. Перигелий Меркурия. М.: Мир, 1985. 244 с.
93. Рускол Е.П. Происхождение Луны. М.: Наука, 1975. 187 с
94. "Салют" на орбите/Под ред. М.П. Васильева и др. М.: Машиностроение, 1973.
159 с.
95. Солнечная и солнечно-земная физика/Под ред. А.Бруцека и Ш.Дюрана. М.:
Мир, 1980. 254 с.
96. Соловьев Ц.В., Тарасов Е.В. Прогнозирование мажпланетных полетов. М.:
Машиностроение, 1973. 400 с.
97. Стандартная Земля/Под ред. К. Луиквиста и Г. Вейса. М.: Мир, 1969. 277 с.
98. Технологические эксперименты в невесомости. (Сборник статей) Свердловск,
УНЦ АН СССР. 1983.
99. Тищенко А.П. Геометрические методы космической геодезии. М.: Наука,
1971. 114 с.
100. Уилл К. Теория и эксперимент в гравитационной физике. Эиергоатомиздат.
М.: 1985.270 с.
101. Успенский Г.Р. Требования к космическим средствам для исследования
природных ресурсов Земли и возможные типы ИСЗ. Космические исследования земных
ресурсов. Методы и средства измерений и обработки информации. М.: Наука, 1976.
С. 303-310.
102. Фадеев Д. К., Фадеева В.Н. Вычислительные методы линейной алгебры. М.-Л.:
Физматгиз, 1963. 734 с.
103. Федосеев В.Н Основы техники ракетного полета. М.: Наука, 1981. 496 с
104. Феодосьев В.И. Основы техники полета. М.: Наука, 1979,496 с.
105. Физика космоса. Маленькая энциклопедия. М.: Советская энциклопедия,
1986. 784 с.
106. Физико-химические свойства полупроводниковых веществ: Справочник.
М.: Наука, 1978.
107. Фок В.А. Теория пространства, времени и тяготения. М.: Изд-во Технико-
теоретической литературы, 1955. 504 с.
108. Фу К Последовательные методы в распознавании образов и обучении машии/
Под ред. Л,А. Мееровича и Я.З. Цыпкина. М.: Наука, 1971. 256 с.
109. Фукунага К. Введение в статистическую теорию распознавания образов/Под
ред. А.А. Дорофеюка. М.: Наука, 1979. 367 с.
d
Список литературы
565
ПО. Харгривс Дж.К. Верхняя атмосфера и солнечно-земные связи. Л.:
Гидрометеоиздат, 1982. 350 с
111. Чернявский Г.М., Бартеиев В.А. Орбиты спутников связи. М.: Связь, 1978.
240 с.
112. Чуров Е.П. Спутниковые системы радионавигации. М.: Советское радио,
1977. 390 с.
113. Чуров Е.П., Суворов Е.Ф. Космические средства судовождения. М.: Транспорт,
1979. 287 с.
114. Шапиро С, Тьюколски С. Черные дыры, белые карлики и нейтронные
звезды. М.: Мир, 1985. Ч. I, II. 909 с.
115. Шкловский И.С. Звезды. Их рождение, жизнь и смерть. М.: Наука, 1977.384с.
116. Эльясберг П.Е. Введение в теорию искусственных спутников Земли. М.:
Наука, 1965.540 с.
117. Юпитер/Под ред. Т.Герелса. М.: Мир, 1978-1979. 522, 509.437с.
118. Wolf M. Direct measurements at the Earth gravitational potential using a satellite
pair//Journal of Geophysical Researches 1969. 74. N 22. P. 5295-5300.
119. Vonbun F.O. Probing the Earth gravity field by means of satellite-to-satelline tra-
cking//The Philosophy Transactions of Royal Society. London. 1977. A 284. N. 1326.
P. 475-483.
120. Braginsky V.B., Kip S. Thome. Skyhook gravitationalwave detector//Nature, 15.
X.85. V. 316' P. 610-612.
121. Braginsky V.B., Vorontsov V.A., Ikorne R.S. Quahtuon Nondemolition Measure-
ments//Science. V. 209.1. 1980. August. P. 547-557.
122. Venus/D.M Hunten, L. Colin, T.M. Danahue and V.I. Moros//The university of
Arizona. Press. 1983. 1143 p.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие 5
ЧАСТЬ I. Космическое машиностроение 9
ГЛАВА 1. Космические конструкции 10
1.1. Неманеврирующие автоматические космические
аппараты 11
1.2. Исследовательские космические корабли . 20
1.3. Транспортные корабли 26»
1.4. Космические станции 35
1.5. Крупногабаритные космические конструкции. 44
1.6. Тросовая космическая система 48
1.7. Транспортно-технические центры 62
ГЛАВА 2. Создание и эксплуатация космического комплекса 72
2.1. Выведение на орбиту 73
2.2. Орбитальный полет 82
2.3. Определение орбиты и управление полетом 100
ГЛАВА 3. Космическое производство материалов 110
3.1. Основные направления 111
3.2. Космические условия 114
3.3. Основные параметры, определяющие поведение жидкости
и газов в невесомости 116
3.4. Гравитационная конвекция и тепломассообмен в условиях
микроускорений 119
3.5. Методы получения кристаллов твердых материалов из
жидкой или газовой фаз 121
3.6. Технологические установки для проведения
экспериментов по производству в космосе 126
3.7. Развитие работ в области космической технологии 129
3.8. Полупроводниковая электроника 131
3.9. Биология и медико-биологические препараты 142
3.10. Некоторые нз направлений космического производства 146
ЧАСТЬ II. Народнохозяйственные космические
комплексы 155
ГЛАВА 4. Особенности системного проектирования
народнохозяйственных космических комплексов 156
4.1. Классификация 157
4.2. Критерии эффективности 158
4.3. Метод системного проектирования 163
ГЛАВА 5. Космические комплексы, предназначенные для
исследования природных ресурсов Земли, контроля окружающей
среды и наблюдения за метеорологическими процессами. 174
5.1. Задачи н требования 175
5.2. Физические основы решения задач исследования
природных ресурсов Земли 186
5.3. Аппаратура дистанционного зондирования 196
5.4. Состав космических комплексов системы наблюдения
за Землей 226
5.5. Время обнаружения процессов 234
5.6. Вероятность наблюдения н опознавания процессов и
объектов 237
5.7. Солнечно-синхронные орбиты 249
5.8. Оптимальная группа космических комплексов системы
наблюдения за Землей 25 3
5.9. Метод системного проектирования космических
комплексов исследования природных ресурсов Земли 262
5.10. Принципы построения и метод системного
проектирования космических метеорологических комплексов 265
ГЛАВА 6. Принципы построения и особенности системного
проектирования космических комплексов связи 274
6.1. Спутниковая связь. 275
6.2. Задачи н требования 279
6.3. Принципы построения 282
6.4. Закономерности н особенности системного
проектирования 289
ГЛАВА 7. Геодезические и навигационные космические
комплексы 294
7.1. На службе геодезии 295
7.2. Задачи н требования 298
7.3. Измерительная аппаратура 302
7.4. Координатно-метрические комплексы, построенные на
использовании метода одновременных наблюдений 317
7.5. Координатно-метрические комплексы, построенные на
использовании орбитального метода 323
7.6. Координатно-метрические комплексы, основанные на
совместном использовании методов одновременных
наблюдений и орбитальных 327
7.7. Методы априорной оценки точности определения
координат объектов 329
7.8. Число и расположение определяемых и базисных пунктов
геодезической сети и измеряемых положений спутника 333
7.9. Условия наблюдения и состав измеряемых параметров 340
7.10. Космические комплексы исследования поля тяготения
Земли 345
7.11. Метод системного проектирования 359
ЧАСТЬ III. Научные космические комплексы 364
ГЛАВА 8, Особенности проектирования научных космических
комплексов 364
8.1. Классификация 365
8.2. Энергетика, длительность перелетов и пределы
достижимости 366
8.3. Критерии эффективности 374
8.4. Особенности проектирования научных космических
комплексов 378
ГЛАВА 9. Астрофизические космические комплексы
9.1. Исследование галактических и внегалактических
объектов 387
9.2. Исследование Солнца и плазменных сред 410
ГЛАВА 10. Космические исследования Луны, Меркурия, Венеры,
Марса, планет-гигаитов и комет 440
10.1. Исследование Луны, Меркурия и поверхности планет . . . 441
10.2. Исследование Венеры и атмосфер планет 471
10.3. Исследование Марса и биологической активности его
поверхности 498
10.4. Исследование планет-гигантов 523
10.5. Исследование комет 545
Список литературы 561
НА УЧНОЕ ИЗ ДА НИЕ
Авдуевский Всеволод Сергеевич, Успенский Георгий Романович
КОСМИЧЕСКАЯ ИНДУСТРИЯ
Редактор Г.П. Филиппов екая
Художественный редактор fi.fi. Лебедев
Оформление художника ЕМ. Волкова
Технические редакторыГ.Г. Семенова, Н.В. Михайлова
Корректор Л.В. Тарасова
ИБ№5812
Сдано в набор. 15.07.88. Подписано в печать 04.05.89. Т-04797.
Формат 60X88 1/16. Бумага офсетная № 2. Гарнитура Пресс Роман.
Печать офсетная. Усп.печ.л. 34,79. Усл.кр.-отт. 35,28. Уч.-изд.л. 39,02.
Тираж 1760 экз. Заказ № 1391. UeHa 6 Р' 80 к-
Ордена Трудового Красного Знамени издательство "Машиностроение",
107076, Москва, Стромынский пер., 4
Отпечатано в московской типографии № 8 Союзполиграфпрома
при Государственном комитете СССР по делам издательств, полиграфии
и книжной торговли 101898, Москва, Хохловский пер., 7,
с оригинала-макета, изготовленного в издательстве "Машиностроение"
на наборно-пишущих машинах