й
КОСМОДРОМ
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ
МОСКВА
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
1983
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС
КОСМИЧЕСКИЕ
АППАРАТЫ
Под общей редакцией проф. К. Л. Феоктистова
МОСКВА
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
1983
ББК 39.62
К71
УДК 629.78
АВТОРСКИЙ КОЛЛЕКТИВ
В. Н. Бобков, В. В. Васильев, Э. К. Демченко, Г. В. Лебедев,
В. А. Овсянников, Б. В. Раушенбах, О. В. Сургучев, В. А. Тимченко,
К. П. Феоктистов, Ю. М. Фрумкин, Б. В. Черняев
Рецензент: кандидат технических наук, доцент Л. М. ШИШОВ
Космические аппараты/Под общ. ред. К. П. Феоктистова.
К71 М.: Воениздат, 1983.—319 с., ил.— (Ракетно-космический ком-
плекс).
В пер.: 1 р. 60 к.
В книге даются общие сведения об условиях, целях и задачах космического
полета, основах проектирования автоматических и пилотируемых космических ап-
паратов и их использования. Рассматриваются устройство космических аппаратов
и их систем, логика работы и схемы их полета. Излагаются основные проблемы
проектирования и особенности проектной разработки космических аппаратов, а
также их связи с другими элементами ракетно-космического комплекса.
Книга предназначена для инженерно-технических работников, учащихся выс-
ших учебных заведений и лиц, интересующихся ракетно-космической техникой.
3607000000-183	ББК 39.62
068(02)—83	6Т6
(g) Воениздат, 1983
4
ОТ АВТОРОВ
В предлагаемой читателю третьей книге серии «Ракетно-косми-
ческий комплекс» излагаются особенности устройства, проектиро-
вания и использования автоматических и пилотируемых космичес-
ких аппаратов (КА), а также перспективы их дальнейшего раз-
вития. На построение и содержание книги повлияло то обстоятель-
ство, что космический аппарат в наибольшей степени зависит от
конкретных задач полета и по своему облику и конструкции яв-
ляется самым изменчивым элементом ракетно-космической систе-
мы (РКС) и всего ракетно-космического комплекса (РКК).
Поэтому в книге внимание уделено не только конструкции
и системам КА, но и их использованию, целям, задачам и схемам
полетов, основам проектирования и особенностям разработки КА
различных типов.
При написании книги авторы стремились дать комплексное
представление о космических аппаратах, показать взаимосвязь и
взаимообусловленность отдельных факторов и явлений, лежащих
в основе технических решений при определении их облика.
Книга написана авторским коллективом в составе: В. Н. Боб-
кова (разделы 3.6 и 3.7), В. В. Васильева (глава 1), Э. К. Дем-
ченко (главы 4 и 11), Г. В. Лебедева (глава 10), В. А. Овсянни-
кова (глава 9), Б. В. Раушенбаха (глава 8), О. В. Сургучева
(главы 6 и 7), В. А. Тимченко (введение, разделы 3.1—3.5),
К. П. Феоктистова (глава 4), Ю. М. Фрумкина (глава 2),
Б. В. Черняева (глава 5). Авторы выражают благодарность
товарищам, оказавшим помощь при подготовке рукописи.
Авторы отдают себе отчет в том, что книга не свободна от не-
достатков, и будут благодарны читателям, если они выскажут
свои критические замечания и пожелания.
5
ВВЕДЕНИЕ
Со времени запуска первых искусственных спутников создано
большое количество космических аппаратов*. Главными целями
разработки беспилотных космических аппаратов были исследова-
ние и наблюдение Земли и космического пространства, организа-
ция дальней радиосвязи, проведение технических экспериментов в
космосе, исследование Луны и планет Солнечной системы. В об-
ласти пилотируемых полетов за прошедшие годы разработаны и
реализованы проекты ряда ракетно-космических систем, к числу
которых относятся советские «Восток», «Восход», «Союз»,
«Союз Т», «Салют» и американские «Меркурий», «Джемини»,
«Аполлон», «Скайлэб», «Спейс Шаттл».
О темпах развития космической техники говорит тот факт, что
за один год с момента запуска первого искусственного спутника
на околоземную орбиту было выведено 7 космических аппаратов,
за последующие пять лет—130, а за десять лет — более 600. К
настоящему времени Англия, Франция, ФРГ, Япония, КНР и дру-
гие страны ведут космические исследования и имеют собственные
разработки космических аппаратов. Однако ведущее положение в
космической технике, включая проведение пилотируемых полетов,
занимают Советский Союз и Соединенные Штаты Америки. В по-
следние годы получило развитие международное сотрудничество:
программа «Интеркосмос», советско-французские, советско-индий-
ские и другие совместные космические исследования.
При планировании и реализации дорогостоящих космических
программ большое внимание уделяется эффективности космичес-
ких исследований и полетов, оценке их оправданности и целесо-
образности. Но с этими критериями нельзя подходить к проектам
первых ИСЗ: они осуществлялись прежде всего ради становления
самой космической техники. По мере развития космической тех-
ники к КА предъявлялись все более жесткие требования, совер-
шенствовалась бортовая аппаратура, возрастал круг решаемых
задач, а в некоторых случаях стали использоваться системы спут-
* Здесь и далее под космическими аппаратами (КА) поиимаютси любые
искусственные космические объекты, в том числе беспилотные космические ап-
параты, пилотируемые космические корабли, орбитальные и межпланетные стан-
ции, искусственные спутники Земли и планет.
6
ников, подчиненных единой цели. Практическая отдача, полезность
современных КА или систем из них должна быть достаточно вы-
сокой, чтобы оправдать затраты на их создание.
В настоящее время с помощью автоматических и пилотируе-
мых КА проводятся эффективные исследования в интересах науки
и техники, промышленности и сельского хозяйства (наблюдение
за погодой, изучение геологических структур Земли и поиск по-
лезных ископаемых, обеспечение дальней радиосвязи и телевиде-
ния, обнаружение скоплений рыбы в морях и океанах, наблюде-
ния за посевами, лесами и загрязнением водоемов, получение в
невесомости новых материалов и т. п.). Кроме того, космическая
техника, ставя повышенные требования к изделиям других отрас-
лей и форсируя внедрение новых научных достижений и техноло-
гии, способствует общему повышению уровня разработок и про-
мышленного производства.
Космической технике присуще большое многообразие техничес-
ких задач, необходимость решения в процессе разработки КА
сложных проблем и использования результатов исследований и но-
вейших достижений в самых различных областях знаний и науч-
ных направлений (физика, астрономия, механика, математика,
аэрогазодинамика, автоматическое управление, электроника, ра-
диотехника, оптика, химия, электрооборудование, метеорология,
медицина и др.). Активное развитие космонавтики вызвало широ-
кие публикации на эту тему, которые в большинстве своем посвя-
щены популяризации достижений, описанию проектов и специаль-
ным вопросам. В то же время существует ряд факторов и обстоя-
тельств, которые определяют облик КА, влияют на выбор его
очертаний и характеристик, на его системы и конструкции, т. е.
«делают» его таким, какой он есть. Указанные факторы, а также
существо решаемых научно-технических проблем, сложность за-
дач разработки и связи в технических решениях могут быть по-
казаны при изложении основ проектирования и особенностей раз-
работки систем и конструкции космических аппаратов. Это и
стало одной из основных задач при подготовке предлагаемой чи-
тателю книги.
Если первые две книги серии «Ракетно-космический комплекс»
были посвящены космодрому и ракете-носителю, то третья книга
знакомит читателя с беспилотными и пилотируемыми космичес-
кими аппаратами, т. е. с теми инженерными объектами, ради ко-
торых создаются и ракеты-носители, и космодромы. Настоящая
книга рассказывает об устройстве КА, показывает последователь-
ность и причинные связи в их создании, дает представление о це-
лях разработки и решаемых в полете задачах, о влиянии этих за-
дач на системы и конструкцию КА, о происходящих в полете про-
цессах и проводимых операциях, о составе бортовых систем и дру-
гих аспектах разработки.
Главное внимание в книге уделено технике пилотируемых кос-
мических полетов, в которой в максимальной степени ужесточа-
ются требования к космическому аппарату и усложняется сово-
7
купность используемых инженерных решений и результатов науч-
ных исследований. В книге отражены связи в разработке состав-
ных частей ракетно-космических комплексов (РКК) с точки зре-
ния влияния на них космического аппарата и решения вопросов
взаимных сопряжений, приведены особенности проектирования
КА различных типов и некоторые сведения по организации работ.
Наряду с рассказом о реальных достижениях, о созданных
космических аппаратах, об особенностях их проектирования и ис-
пользования в книге нашли отражение современные тенденции
развития ракетно-космической техники.
8
Глава 1
УСЛОВИЯ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА
1.1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА КОСМИЧЕСКОГО
ПРОСТРАНСТВА
Космос — понятие, используемое с древних времен как сино-
ним Вселенной и означающее мир в целом, бесконечный во вре-
мени и пространстве и безгранично разнообразный по формам,
которые принимает материя в процессе развития.
В связи с космическими полетами слова «космос», «космичес-
кое пространство» в современном понимании обозначают все то,
что находится за пределами Земли и ее атмосферы. Это деление
несколько условно. Резкой верхней границы атмосферы (ее вер-
тикальная протяженность ~20000 км) не существует, она посте-
пенно переходит в межпланетную среду. По решению Междуна-
родной авиационной федерации (ФАИ) принято считать косми-
ческими те полеты, высота которых составляет не менее 100 км.
Обычно рассматривают не космическое пространство в целом,
а те или иные его области: околоземное, межпланетное, меж-
звездное пространство и т. п.
При характеристике космического пространства ограничимся
пределами Солнечной системы, уделив главное внимание тем ее
составляющим, которые представляют интерес в качестве целей
космических полетов, полезных факторов, используемых на борту
космических аппаратов, или источников потенциальной опас-
ности.
Солнечная система состоит из звезды — Солнца, планет со
спутниками, астероидов (малых планет), комет и межпланетной
среды, образуемой метеорами, космической пылью и межпланет-
ным газом, и, как считают, имеет диаметр около 2-1013 км.
Солнце — центральное тело Солнечной системы — имеет мас-
су, составляющую более 99% всей массы тел Солнечной системы.
Его гравитационное поле служит главным фактором, определяю-
щим движение планет, астероидов, комет и метеорных тел, а так-
же и космических аппаратов вне сфер действия полей тяготения
планет. Солнце является источником мощных потоков корпуску-
лярного и электромагнитного излучений.
Физические условия в межпланетном и околоземном простран-
стве существенно зависят от проявлений солнечной активности.
Вариации интенсивности излучений Солнца, связанные с 11-лет-
ним циклом, вызывают сравнительно монотонные и регулярные
9
изменения, которые легко обнаруживаются и поддаются достаточ-
но точному долгосрочному прогнозированию. В то же время про-
явления солнечной активности, называемые солнечными вспыш-
ками, при которых резко (на несколько порядков) увеличивается
интенсивность корпускулярного излучения, оказывают самое не-
посредственное и внезапное влияние на характеристики физичес-
ких условий в космическом пространстве. Влияние других прост-
ранственно-временных вариаций интенсивности излучений Солнца
сравнительно мало.
Девять планет (Меркурий, Венера, Земля, Марс, Юпи-
тер, Сатурн, Уран, Нептун и Плутон) обращаются вокруг Солнца
в прямом направлении, т. е. с запада на восток. Их почти круго-
вые орбиты лежат приблизительно в одной плоскости. Все плане-
ты, как и Земля, вращаются вокруг своей оси в прямом направ-
лении (с запада на восток), лишь Венера имеет обратное враще-
ние (с востока на запад), а ось вращения Урана лежит почти в
плоскости его орбиты.
По физическим свойствам все планеты делят на планеты зем-
ной и юпитерианской групп: к первой, кроме Земли, относят Мер-
курий, Венеру, Марс и иногда Плутон, ко второй — планеты-ги-
ганты Юпитер, Сатурн, Уран, Нептун. Данные о физических ха-
рактеристиках планет и Луны, а также некоторые другие данные,
связанные с космическими полетами, приведены в табл. 1.1.
Планеты и другие крупные тела Солнечной системы обладают
полями тяготения. Затраты энергии на преодоление сил тяготения
будут наибольшими из тех, которые необходимы при выведении
КА на орбиту, при изменении величины и направления вектора
скорости в целях коррекции траектории полета, а также при его
торможении для посадки на поверхность небесного тела.
Огромные расстояния между Землей, Луной и планетами
Солнечной системы требуют значительного времени на их преодо-
ление, которое при существующих возможностях ракетно-косми-
ческой техники измеряется при полете к Луне несколькими дня-
ми, к планетам земной группы — месяцами, а к планетам юпите-
рианской группы — годами.
У Земли, Венеры и некоторых других планет имеется атмос-
фера. При движении КА в атмосфере возникают аэродинамичес-
кие силы, вызывающие торможение КА и приводящие к потере
им скорости. При старте с планеты на преодоление аэродинами-
ческого сопротивления требуются дополнительные затраты топли-
ва для достижения КА заданной скорости. При движении КА по
орбите искусственного спутника воздействие аэродинамических
сил определяет время его существования на орбите. Аэродинами-
ческие силы можно использовать для стабилизации КА относи-
тельно вектора скорости, а также для снижения скорости КА без
затрат энергии при посадке на планеты, имеющие атмосферу (при
этом требуется защита КА от аэродинамического нагрева).
Состав атмосферы, изменение давления и температуры по вы-
соте, а также физические условия (давление, температура, иали-
10
чие ветров, механические характеристики поверхностного слоя
грунта, пересеченность местности и т. п.) на поверхности планет
необходимо учитывать при создании КА, предназначенных для
посадки на них. Физические явления в атмосфере, в частности
наличие и состояние ионосферы, будут влиять на распростра-
нение радиоволн и радиосвязь КА с Землей, между КА и при
использовании ИСЗ для радиосвязи и телевидения. Возмуще-
ния ионосферы во время солнечных вспышек могут практи-
чески исключить возможность коротковолновой радиосвязи в этот
период.
Полеты в зоне радиационных поясов — у Земли и Юпитера —
из-за воздействия ионизирующего излучения опасны для человека
и требуют специальной защиты, а также разработки устойчивой к
этому воздействию бортовой аппаратуры.
При движении в магнитном поле Земли и других планет на
КА, обладающий магнитным (постоянным или переменным) мо-
ментом, будет действовать вращающий момент, который можно
использовать для успокоения движения КА относительно центра
масс, для целенаправленной его ориентации и т. п.
Космическое пространство, являясь естественным барьером,
предотвращает перенос форм жизни (если они существуют) с од-
ного небесного тела на другое. Возможность космических полетов
делает этот естественный барьер преодолимым. Поэтому при меж-
планетных полетах необходим комплекс специальных мер, назы-
ваемых планетным карантином, для исключения возможности
переноса форм жизни с одного небесного тела на другое.
Астероиды (малые планеты), обращающиеся вокруг
Солнца, главным образом между орбитами Марса и Юпитера, об-
разуют кольцо (пояс) астероидов шириной более 1 а. е*. Значи-
тельная часть астероидов (примерно 97%) имеет большие полу-
оси орбит в пределах от 2,17 до 3,64 а. е. и образует так назы-
ваемое основное кольцо астероидов, состоящее в свою очередь
из нескольких второстепенных колец, в промежутках (люках) ме-
жду которыми астероиды или отсутствуют, или имеются в незна-
чительном количестве. В настоящее время открыто более 6000
астероидов, диаметр наибольшего из которых — Цереры — прини-
мается равным 768 км. Постоянные столкновения отдельных тел
в кольце астероидов приводят к их постепенному дроблению и об-
разованию в этой зоне Солнечной системы мелко раздробленного
твердого вещества вплоть до мельчайших твердых пылинок.
Для космических полетов пояс астероидов считается наиболее
опасным районом Солнечной системы из-за возможности столк-
новения КА с мелкими астероидами.
Кометы — небесные тела, внешне напоминающие туманную
расплывчатую звезду с одним или несколькими слабо светящи-
мися хвостами. Голова кометы может иметь размеры от несколь-
* 1 а. е. (астрономическая единица) = 149,598 • 10* км.
11
Физические характеристики
Планета	Расстояние		Масса в массах Земли	Экваториальный диаметр в диа- метрах Земли	Ускорение силы тяжести» отне- сенное к земному	Магнитное поле (магнит- ный момент, отнесенный к земному)	Ат		
	49 л а? X о> о 5*. U 4) 4) . сь Н Q • О-—-Я	от Земли» 10е км					наличие и состав		
Мерку- рий	0,39	82—217	0,054	0,38	0,38	Есть, слабое		Следы Не, Н» и др.	
Венера	0,72	39—260	0,815	0,95	0,905	Есть (2-10-3). слабое		Очень плотная, в основном СО2, при- меси N2, Аг, О2 и др.	
Земля	1,00	—	1,000	1,00	1,00	Есть (1,00), сильное		Плотная, в ос- новном N2 и О2, примеси Аг, СО2 и др.	
Марс	1,52	56—400	0,107	0,53	0,38	Есть (2-Ю-4), слабое		Очень разрежен- ная, в основном СО2 и примеси па- ров Н2О, N2, Аг, СО и др.	
Юпитер	5,2	591—965	317,88	11,11	2,67	Есть (4- 10s), очень сильное			
Сатурн Уран	9,54 19,19	1199— 1653 2586— 3153	95,17 14,54	9,43 3,98	1,17 0,83	Есть, довольно сильное *		Очень плотная и протяженная, в основном Н2, Не, примесн метана, аммиака и др.	
Нептун	30,07	4309— 4682	17,25	3,82	1,15	*			
Плутон	39,52	4249— 7558	<1	<1	>2,0	*	•		
Луна	1,0	0,3844 (среднее)	0,012	0,272	0,165	Есть (110-в), очень слабое		Нет	
* Данные прямых измерений отсутствуют.
12
													
													
1	*	*	•	•			•	I О	ст о Е — Е о тэ со п	о о со			ьэ о 1
									с*				
119 ночью и 373 днем	*	•	«	•			•	203 ночью и 303 днем (на экваторе)	213—333	До 767	ной стороне	теневой и до 690 на освещен-	До 110 на
Не’	*	*	*	•			п	п	п	Eci			•
							сг	сг	сг	СГ			
Нет i	*	*	•	*	ные	жен-	Есть, про- тя-	1 Нет	Есть	Нет			•
О	о	о	о	о			о	о	О	О			о
о со	ст	ст о	ст	ст со			СТ	ст	8?	00			о ст
1,36	о § 00	9100'0	0,003	0,015			1 90'0	0,587	1,36	2,6			9,07
89*1	•	17,5	15,7	25,0			42,1	3,55	7,89	7,25 1			2,97
2,37	•	24,8	22,2	35,4			59,5	5,0		10,2		4,3	4,2—
СП	16654 (45,5)	11 182 (30,6)	5858 (16,12)	2209 (6,05)			997 (2,732)	259	1	146			106
s
к
s
я
|И
Я к
S
Е
Ионосфера
Радиационные
пояса
Отраженное из-
лучение (альбе-
досфернческое)
Солнечная по-
стоянная, кВт/м2
первая кос-
мическая
ж
вторая косми-
ческая (ос-
вобождения)
я
к
Время перелета
с Земли (с мини-
мальной энергн-
; ей), сут (лет)
Таблица 1.1
ких тысяч до (1—2) • 10е км, а хвост, возникающий при прохож-
дении кометы вблизи Солнца, может иметь длину до 200 • 10е км.
Комета имеет твердое ядро, окруженное массой газа — комой, ко-
торая образует внешнюю оболочку и хвост кометы. Ядро кометы
состоит из глыб метеорного вещества, кусков льда из воды, ам-
миака, метана и т. п.
Практический интерес представляет тот факт, что распавшие-
ся кометы дают начало метеорным потокам. При распаде коме-
ты остатки ее ядра в виде обломков твердого вещества, продол-
жая двигаться почти по той же орбите, что и сама комета, обра-
зуют метеорный рой. Этот метеорный рой под действием возму-
щений планет постепенно растягивается по орбите в более или
менее однородный метеорный поток.
Метеоры и космическая пыль — это множество твер-
дых частиц, свободно движущихся в поле тяготения Солнца и,
как правило, физически не связанных с планетами.
Метеорные частицы делят на два класса: метеорные потоки
(рои) и спорадические метеоры.
Общепринято, что причиной образования метеорных потоков и
источником постоянного их пополнения метеорными частицами
является разрушение комет. Известны метеорные потоки (бо-
лее 30), которые периодически встречаются с Землей и обнару-
живают себя в виде метеорного дождя. В настоящее время по
всем зарегистрированным потокам имеются данные, позволяющие
прогнозировать встречу КА с ними. Характеристики некоторых
метеорных потоков приведены в табл. 1.2.
Таблица 1.2
Характеристики некоторых метеорных потоком
Поток
Период активности
Геоцентри-
ческая ско-
рость, км/с
Ртах*
Квадраитиды
Л ириды
iq-Аквариды
Ариетиды
(З-Тауриды
Персеиды
Ориоииды
Леониды
Геминиды
Урсиды
2—4 январи
19—22 апреля
1—8 мая
29 мая — 19 июня
24 июня — 5 июля
15 июля —18 аигуста
15—25 октября
15—20 ноября
25 ноября—17 декабря
20—24 декабря
42	8,0
48	0,85
64	2,2
38	4,5
31	2,0
60	5,0
66	1,2
72	0,9
35	4,0
37	2,5
* Ртах — отношение суммарного метеорного потока к спорадическому ме-
теорному потоку.
Измерения, выполненные с помощью КА, показали, что иа
больших удалениях от Земли наблюдаются метеорные потоки и
сгущения метеорных частиц, не известные по наблюдениям с Зем-
ли, и что объем имеющихся в настоящее время данных недостато-
чен для их предсказания с высокой достоверностью.
14
Метеорные частицы, которые не удается причислить к какому-
либо метеорному потоку, называют метеорами фона, или спора-
дическими метеорами (они могут принадлежать и к слабым невы-
явленным метеорным потокам). Согласно одной из гипотез основ-
ным источником спорадических метеорных частиц считают пояс
астероидов, а сами частицы — осколками астероидов, согласно
другой — все метеоры, в том числе и спорадические, имеют комет-
ное происхождение. Кроме первичных частиц, о которых го-
ворилось выше, наблюдаются также вторичные частицы, ко-
торые выбиваются первичными метеорами при попадании
в Луну.
Встречаются каменные и железные метеорные частицы, при-
чем средняя плотность образуемых ими конгломератов состав-
ляет 0,5 г/см3.
Максимальная скорость первичных метеорных частиц относи-
тельно Солнца на расстоянии 1 а. е. равна 42 км/с, а относитель-
но Земли, имеющей орбитальную скорость 30 км/с,—12 км/с, если
частица догоняет Землю, или 72 км/с — если она летит навстречу
Земле. Для расчетов принимают среднюю скорость 30 км/с.
Дробление комет, астероидов, а также крупных планет и их
спутников при столкновении с метеорами приводит к заполнению
всей Солнечной системы мельчайшей твердой пылью.
Корпускулярное излучение (радиация)—потоки
электрически заряженных частиц высокой энергии (ядер атомов
химических элементов, электронов и протонов) солнечного или га-
лактического происхождения. Оно представляет опасность прежде
всего для человека и может влиять на работу электронной аппа-
ратуры и свойства некоторых материалов. В наземных условиях
это влияние отсутствует, так как Земля защищена от потоков час-
тиц, создающих наибольшую опасность, магнитным полем и ат-
мосферой.
В межпланетном и околоземном пространстве корпускуляр-
ное излучение наблюдается в виде солнечного ветра, солнечного
и галактического космического излучений и излучения радиацион-
ного пояса Земли.
Солнечный ветер — непрерывное радиальное истечение
плазмы солнечной короны в межпланетное пространство, содержит
~9О°/о протонов, ~9% ядер гелия и 1% других более тяжелых
ионов. В последнее время под солнечным ветром подразумевают
измеряемый вблизи Земли поток частиц солнечного происхождения
с энергией до 106 эВ.
Солнечный ветер определяет структуру и величину межпланет-
ного магнитного поля, силовые линии которого вытянуты вдоль
линий тока солнечного ветра и имеют форму спирали Архимеда,
закручиваемой вращением Солнца. Это магнитное поле влияет на
распределение интенсивности галактических космических лучей в
Солнечной системе, препятствуя их проникновению в ее внутрен-
ние области.
15
Солнечный ветер благодаря давлению отклоняет хвосты комет,
«выметает» из Солнечной системы газ и мельчайшие частицы кос-
мической пыли, определяет характер геомагнитных возмущений и
связанных с ними других геофизических явлений, является одним
из источников пополнения заряженными частицами радиационного
пояса Земли.
Солнечное космическое излучение (СКИ)—ин-
тенсивные потоки частиц высокой (от 10е до 2 • 1010 эВ) энергии,
генерируемые Солнцем во время сильных вспышек. В состав СКИ
входят в основном протоны, обнаружены также ядра с зарядом
и электроны с энергией ^40 кэВ.
Сильные вспышки сравнительно редки и длятся не более су-
ток, но в это время именно солнечные космические лучи опреде-
ляют радиационную обстановку в межпланетном пространстве.
Галактическое космическое излучение (ГКИ)—
потоки частиц, возникающие вне пределов Солнечной системы и
состоящие из ~94% протонов, ~5,5% ядер гелия и небольшого
количества тяжелых ядер. Средняя энергия частиц ГКИ, наблю-
даемых около Земли, составляет 1010 эВ, причем энергия некоторых
из них может достигать 1020 эВ и выше, т. е. во много раз превос-
ходит максимальную энергию, полученную на Земле с помощью
ускорителей заряженных частиц. Поток частиц движется с реляти-
вистскими (близкими к скорости света) скоростями. Его интенсив-
ность практически одинакова во всех направлениях, увеличивается
по мере удаления от Солнца (что связано с действием межпланет-
ного магнитного поля) и имеет колебания (в 2 раза) в противо-
фазе с изменением периодов солнечной активности.
По своей проникающей способности галактические космические
лучи превосходят все другие виды излучений, кроме нейтрино.
Излучение радиационного пояса Земли — интенсивные
потоки электронов и протонов, захваченных магнитным полем
Земли и заполняющих всю магнитосферу*.
Захваченные частицы под действием магнитного поля совер-
шают колебательное движение по широте (по траектории, пред-
ставляющей собой спираль с переменным шагом, как бы «нави-
вающуюся» на силовую линию) и «дрейф» по долготе (электроны
смещаются на восток, протоны и другие положительные части-
цы— на запад), образуя так называемую радиационную зону
(пояс) в виде торообразного кольца, охватывающего Землю в
плоскости геомагнитного экватора иа высоте от нескольких сотен
до десятков тысяч километров.
Электроны и протоны различных энергий распределяются в
радиационном поясе Земли дифференцированно (рис. 1.1). Элек-
троны и протоны сравнительно низких энергий почти равномерно
заполняют магнитосферу Земли. Протоны высоких энергий
(£р^30 МэВ) с максимальной плотностью потока -~2-104 про-
• Магнитосфера — область околоземного пространства, занимаемая магнит-
ным полем Земли.
16
тон • с-1 • см-2 сконцентрированы в области 1—2 /?3*, т. е. в обла-
сти условно выделяемого внутреннего пояса радиации, который
располагается ближе к поверхности Земли, а электроны высоких
энергий (Ёе>150 кэВ) с максимальной плотностью потока
~1 • 107 электрон • с-1 • см-2 — в области 4—5 /?3, т. е. в области
условно выделяемого внешнего радиационного пояса.
Рис. 1.1. Структура радиационных поясов:
/ — внутренний радиационный пояс(£р>30 МэВ); 2 — внешний радиа-
ционный пояс (Ер > 150 кэВ); 3 — зона неустойчивой радиации (£р >
> 40 кэВ); 4 — пояс протонов малых энергий (£р > 100 кэВ)
Н/Я3
Область внутреннего пояса радиации практически не изме-
няется от солнечной и магнитной активности, тогда как область
внешнего пояса заметно зависит от солнечной активности и вре-
мени суток.
Если галактические и солнечные космические лучи наиболее
опасны в межпланетном пространстве, то радиационный пояс
представляет наибольшую опасность при полетах в околоземном
пространстве.
В магнитосфере Земли помимо естественного радиационного
пояса могут существовать и искусственные радиационные пояса
из заряженных частиц, образующихся в результате ядерных взры-
вов. Так, сравнительно слабые радиационные пояса возникли в ре-
зультате взрывов, выполненных в конце лета 1958 г. по програм-
ме «Аргус» (США); радиационный пояс большой интенсивности
образовался в результате американского термоядерного взрыва
«Старфиш», произведенного над о. Джонстон 9 июля 1962 г.
Центральная часть пояса с плотностью потока электронов более
• /?3—радиус Земли, равный 6378 км.
17
1 • 109 электрон • с-1 • см-2 была расположена на высоте 3000—
6000 км от поверхности Земли в плоскости экватора. Искусствен-
ные радиационные пояса к настоящему времени практически пол-
ностью распались.
Основным источником электромагнитных излучений
в Солнечной системе является Солнце.
Земная атмосфера имеет только два небольших «окна проз-
рачности» для солнечной радиации: «оптическое окно» (длина
волн от 3-10-7 до 4-10~7 м) и «радиоокно» (длина волн от 8-10-3
до 15 м). Радиоизлучение заметно ослабляется ионосферой при
длинах волн от 15 до 40 м и полностью поглощается в остальной
части спектра атмосферой Земли и до ее поверхности не доходит.
В космическом пространстве КА будет испытывать воздействие
излучения Солнца во всем спектре длин волн. Так как интенсив-
ность излучения Солнца в основной части спектра практически не
зависит от солнечной активности, его обычно характеризуют ве-
личиной «солнечной постоянной» — потоком солнечной энергии,
падающим в единицу времени под прямым углом на единичную
площадку, расположенную на определенном расстоянии от Солн-
ца. Применительно к земным условиям (т. е. к удалению от Солн-
ца в 1 а. е.) солнечная постоянная за границей земной атмосферы
Ес = 0,136 Вт/см2.
Для других областей межпланетного пространства солнечная
постоянная
£№=-£' (1Л)
где Ес — солнечная постоянная на расстоянии в 1 а. е.;
R — расстояние от Солнца, а. е.
Излучение Солнца является основным внешним источником
тепла, влияющим на тепловой режим КА.
Излучение видимой части спектра определяет условие осве-
щенности естественных и искусственных небесных тел.
Энергия солнечного излучения может быть преобразована с
помощью фотоэлектрических преобразователей (солнечных бата-
рей) в электрическую энергию и использована длй электропита-
ния бортовых систем КА.
Солнечный свет оказывает давление на освещенные части тел.
Давление солнечного света на площадку, перпендикулярную сол-
нечным лучам, при условии полного поглощения определяется вы-
ражением
/=$-.	(1-2)
где ^0=4,547-10-® Н/м2=0,5 мг/м2— давление солнечного света на
расстоянии 1 а. е.
Оно оказывает возмущающее действие на траекторию движе-
ния КА, причем тем больше, чем меньше масса КА и больше по-
18
верхность, на которую давят солнечные лучи. Существует идея
использования давления солнечного света в двигательных систе-
мах «солнечный парус», называемых так по аналогии с обычным
парусом.
Излучение с длиной волны меньше 3-10~7 м, называемое ко-
ротковолновым, является ионизирующим, представляет опасность
для незащищенных живых организмов и может вызывать измене-
ния поверхностных свойств материалов наружных устройств КА.
Радиоизлучение Солнца опасности для человека не представ-
ляет, но может явиться помехой для связи КА с Землей во время
солнечных вспышек.
1.2. ВЛИЯНИЕ ВАКУУМА
Давление среды на высотах 100—200 км от поверхности Земли
порядка 10-2—10-4 Па*, а в межпланетном пространстве —
10~10 Па. Человек, попадая в условия таких низких давлений, по-
гибает из-за недостачи кислорода и кипения имеющихся в его те-
ле жидкостей. Очевидно, что при космическом полете экипаж КА
должен находиться в герметичной кабине или в скафандре, в ко-
торых обеспечиваются определенное давление и состав окружаю-
щей человека газовой среды.
Выбор и обеспечение на борту КА давления и газового состава
атмосферы подробно рассмотрены в главе 7.
В условиях вакуума, особенно при высокой температуре, про-
исходит испарение некоторых материалов, что крайне нежела-
тельно для тех из них, которые имеют целевое назначение, на-
пример покрытия с определенными радиационными характерис-
тиками, смазки трущихся частей и т. п.
В наземной вакуумной практике большинство веществ испа-
ряются настолько медленно, что их потери можно не учитывать
и, кроме того, эти потери не имеют такого значения, как в кос-
мосе, поскольку любая деталь или механизм легко могут быть
заменены.
Скорость испарения вещества (в г/см2 • с) в вакууме описы-
вается формулой Ленгмюра
/ и \°>s
G-l 1,69а, (-£) .	(1.3)
где ра — давление насыщенного пара данного вещества, Па;
р, — молярная масса вещества, г/моль;
Т — температура испаряющейся поверхности, К.
Формула (1.3) выведена для абсолютного вакуума, поэтому
реальная скорость испарения в космическом пространстве будет
меньше расчетной. Для некоторых металлов, используемых в ка-
• 1 Па«10“5 кгс/см2; 1 кгс/см2=9,80665• 104 Па (точно)— 105 Па=0,1 МПа.
19
честве конструкционных материалов и покрытий, графики расчет-
ных зависимостей скорости испарения от температуры показаны
на рис. 1.2. Из графиков видно, что в реальном диапазоне темпе-
ратур (123—423 К) металлы, используемые в качестве конструк-
ционных материалов КА, достаточно устойчивы к испарению в
вакууме; наименьшей стойкостью обладают используемые для по-
крытий кадмий и цинк.
Рис. 1.2. Скорости испарения в вакууме наиболее ча-
сто применяемых материалов
Неорганические материалы (керамика), состоящие из окислов
и других соединений, обладающих низким давлением паров, при-
годны для длительного использования в космическом простран-
стве.
Органические материалы в отличие от металлов теряют ве-
щество не только за счет испарения или сублимации с поверхно-
сти, но главным образом за счет разложения, протекающего по
всему объему детали илн элемента (табл. 1.3).
Таблица 1.3
Расчетные температуры, соответствующие
10%-ным потерям вещества в год при р== 1,333 • 10~4 Па
Материал	Температура, К	Материал	Температура, К
Хлорвинил	363	Фенольные смолы	403-543
Каучук	463	Кремннйорганн- ческие соединения	473
Эпоксидная смола Нейлон	313—513 303—483	Фторопласт	523—653
20
Значительный разброс температур (см. табл. 1.3) объясняется
различием мономеров, из которых получены одни и те же поли-
меры, наличием в полимерах примесей и присадок, особенно ка-
тализаторов, используемых при полимеризации.
Сублимацию материалов можно уменьшить нанесением на их
поверхность защитных пленок. Для металлов, например, приме-
няют фосфатирование и оксидирование, в качестве покрытий для
пластмасс — как органические, так и неорганические вещества,
пластмассовые оболочки, как правило, металлизируют — покры-
вают слоем алюминия, иногда золота.
Сложной задачей является обеспечение в вакууме смазки тру-
щихся поверхностей (шарниров, подшипников, выдвигающихся те-
лескопических механизмов, зубчатых передач и т. д.), так как
обычные жидкие смазки непригодны или ограниченно пригодны
из-за высокого давления паров и изменения вязкости от темпера-
туры. Испарение смазки приводит к сухому трению неокисляемых
в вакууме поверхностей. Чистые поверхности при контакте под-
вержены интенсивной диффузии и «холодной сварке». Жидкост-
ная смазка, однако, если исключить ее испарение, будет работать
в космосе так же хорошо, как и в наземных условиях.
Для уменьшения вредного влияния вакуума на работу тоу-
щихся поверхностей используют несколько методов: первый —
герметизация трущихся пар (размещение трущихся пар в герме-
тичных отсеках, применение герметических уплотнений валов при
малых скоростях вращения, использование магнитного привода
через стенку при малых моментах и т. п.); второй — использова-
ние смазочных веществ с низким давлением насыщенных паров,
имеющих наименьшие потери при испарении, в частности твердых
смазочных материалов, а также специальных покрытий (в качест-
ве твердого покрытия и компонента вакуумных смазок эффекти-
вен дисульфид молибдена MoS2, достаточно хорошие результаты
получены при использовании в качестве твердых покрытий се-
ребра, золота и бария); третий — подбор материалов для тру-
щихся пар, которые обеспечили бы хорошую работу в условиях
полета. В последнем случае лучшими достоинствами (несваривае-
мость контактирующих поверхностей в вакууме при повышенных
нагрузках и температурах, хорошее взаимодействие сопрягаемых
деталей не только с использованием смазки, но и при сухом тре-
нии, так как такие трущиеся пары часто являются самосмазыва-
ющимися) обладают неметаллические материалы. Из полимерных
материалов хорошие показатели имеют фторорганические соеди-
нения.
Наличие космического вакуума используется для создания эк-
ранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ), применяемой для сни-
жения внешнего теплообмена КА (подробнее см. главу 6), а так-
же в ряде устройств, в которых соответствующие полости вакуу-
мируются за счет сообщения с окружающим КА пространством
(высокотемпературные печи для технологических экспериментов,
конденсаторы, радиолампы и т. п.).
21
В условиях космического полета вокруг КА возникает собст-
венная атмосфера, образующаяся за счет газовыделения и субли-
мации летучих материалов с внешней поверхности КА, неизбеж-
ных утечек газа из его гермоотсеков, выхлопных продуктов реак-
тивных двигателей, различного рода пылевых частиц и т. п.
Собственная атмосфера, вызывая изменения оптических харак-
теристик окружающей среды и внешнее загрязнение элементов
КА, может быть причиной возникновения помех в системах астро-
ориентации, чувствительной оптической аппаратуры, повышения
коэффициента поглощения терморегулирующих покрытий и др.
Ее наличие следует учитывать при выборе аппаратуры КА и раз-
работке методов решения тех или иных научных и технических за-
дач.
1.3.	РАДИАЦИОННАЯ ОПАСНОСТЬ
Общие сведения
Радиационная опасность космических полетов связана с воз-
можностью поражения экипажа, повреждения аппаратуры и эле-
ментов конструкции КА при облучении корпускулярным и электро-
магнитным излучением.
Способность излучения оказывать радиационное воздействие на
вещество определяется его свойством взаимодействовать с атомами
среды с потерей части своей первоначальной энергии и передачей
ее облучаемому веществу. В общем случае степень радиационного
воздействия тем выше, чем больше количество поглощенной ве-
ществом энергии излучения. Количество поглощенной энергии из-
лучения, отнесенное к массе вещества, называется поглощенной
дозой (D) и измеряется в радах*. Доза, накопленная в единицу
времени, называется мощностью поглощенной дозы.
При рассмотрении биологического воздействия смешанного из-
лучения используется эквивалент дозы радиации, измеряемый в
бэрах и определяемый как
H==D-KK,	(1.4)
где D — поглощенная доза, рад;
КК — коэффициент качества, учитывающий относительную био-
логическую эффективность излучения в сравнении с био-
логической эффективностью стандартного рентгеновского
излучения, которая условно принята равной 1.
Радиациоииая опасность при полетах человека
В настоящее время при полетах человека учитывают три основ-
ных источника корпускулярного излучения: радиационный пояс
Земли (РПЗ), галактическое (ГКИ) и солнечное (СКИ) косми-
ческие излучения.
♦ 1 рад—10“’ Дж/кг—100 эрг/г—6,24 • 107 МэВ/г.
22
Уровни доз, создаваемые излучением радиационного поя-
са Земли (РПЗ), зависят от времени полета КА через пояс,
траектории полета и толщины защиты. Их можно рассчитать за-
ранее с достаточной точностью. Поглощенные дозы от излучения
внутреннего РПЗ в основном обусловлены протонами высоких
энергий. Рекомендуемый коэффициент качества КК= 1,0—1,4. Вели-
чина поглощенной дозы при толщине защиты менее 1 г/см2 сущест-
венно меняется от поверхности тела к глубине. При толщине за-
щиты более 1 г/см2 величина поглощенной дозы по глубине изме-
няется не более чем в три раза, что позволяет считать распределе-
ние дозы равномерным.
Расчетные значения мощности эквивалента дозы протонов внут-
реннего РПЗ для круговых орбит при эффективной толщине за-
щиты КА 1 г/см2 приведены в табл. 1.4.
Таблица 1.4
Мощность эквивалента дозы протонов для круговых орбит, бэр/сут
Высота орбиты, км	Угол наклона плоскости орбиты, град			
	0	30	60	90
445			1,4	0,8	0,7
2780	800	390	195	165
5550	125	55	28	24
8350	20	8,3	4,2	3,6
11100	0,41	0,14	0,08	0,06
В центральной зоне внутреннего РПЗ мощность эквивалента
дозы исключительно высока, и полет пилотируемого КА в ней без
специальной защиты невозможен. Допускается кратковременное
пересечение РПЗ, если траектория полета КА минует его цент-
ральную зону или если экипаж в момент пересечения РПЗ будет
находиться в более защищенном отсеке. В этом случае погло-
щенная доза, как показывают оценки и опыт полетов к Луне, со-
ставляет всего несколько рад.
При снижении высоты круговой орбиты до 445 км мощность
эквивалента дозы резко уменьшается и допустимая продолжитель-
ность полетов пилотируемых КА без специальной защиты соот-
ветственно увеличивается. Дальнейшее уменьшение высоты до
200—300 км приводит к снижению мощности эквивалента дозы
протонов почти на порядок. При полетах по орбитам с высотой
300—500 км основным источником радиационной опасности яв-
ляются потоки протонов в области Южно-Атлантической магнит-
ной аномалии (35° ю. ш. и 325° в. д.), где внутренний РПЗ опус-
кается до высоты ~350 км, а мощность эквивалента дозы в
центральной части аномалии на высоте 445 км составляет
2,5 бэр/ч. Максимальные дозы соответствуют наклонению орбиты
около 30°. Экваториальные орбиты полностью находятся вне об-
23
ласти аномалии и для таких орбит радиационная опасность не-
значительна до высоты примерно 500 км.
Внешний РПЗ состоит из электронов и низкоэнергетических
протонов. Рекомендуемый коэффициент качества излучения
КК=1. При взаимодействии электронов с веществом защиты воз-
никает тормозное излучение, относительный вклад которого в по-
глощенную дозу возрастает с увеличением толщины защиты. Рас-
пределение поглощенной дозы в теле крайне неравномерно, доза
резко спадает по глубине ткани.
Мощность дозы электронов в центре внешнего РПЗ (на высо-
те около 22000 км) при отсутствии защиты может составлять де-
сятки тысяч рад в сутки для экваториальной орбиты и несколько
тысяч рад в сутки для орбиты с наклонением 60°. За защитой в
1 г/см2 из вещества с небольшим атомным номером мощность
дозы на поверхности тела составит около 40 рад/сут, при этом
среднетканевая мощность дозы, обусловленная тормозным излу-
чением электронов, — 1 рад/сут. Результаты измерений при поле-
тах космического корабля «Аполлон» показали, что при прохож-
дении внешнего РПЗ накопленная доза составила менее 1 рад.
Галактическое космическое излучение (ГК.И)
действует постоянно в течение всего полета и его биологический
эффект определяется максимальной поглощенной дозой. Присут-
ствие тяжелых ядер в составе ГКИ заметно увеличивает относи-
тельную биологическую эффективность этого излучения. Рекомен-
дуемый коэффициент качества излучения КК=4—7. В результате
взаимодействия ядер ГКИ с веществом защиты образуются вто-
ричные частицы, вклад которых в суммарную поглощенную дозу
может достигать 50—100%. Распределение поглощенной дозы
ГКИ в теле принято считать равномерным.
Эквивалент дозы, создаваемой ГКИ в свободном пространстве,
т. е. за пределами магнитосферы Земли, достигает в периоды
максимума и минимума солнечной активности 50 и 100 бэр в год
соответственно. Эти оценки нуждаются в уточнении по мере по-
лучения новых данных о процессах прохождения через веществе
защиты и биологической ткани тяжелых частиц, входящих в ГКИ.
Дозы ГКИ вблизи Земли значительно меньше, чем в свободном
пространстве, что обусловлено влиянием магнитного поля (умень-
шает плотность потока ГКИ в 3—10 раз) и экранирующим влия-
нием («тенью») Земли (уменьшает плотность потока ГКИ при-
мерно в 2 раза). Доза ГКИ на сравнительно небольшой высоте
зависит от наклонения орбиты и при высоте 200—600 км на эква-
ториальной орбите будет примерно в 5 раз ниже, чем на поляр-
ной, причем с увеличением высоты эта разница постепенно умень-
шается. По данным измерений на КА среднесуточная доза
на орбитах высотой до 350 км и наклонением 65° за защитой
~3 г/см2 весьма постоянна и составляет 9 мрад±2 мрад.
Солнечное космическое излучение (СКИ), сопро-
вождающее некоторые солнечные вспышки, может представлять
значительную радиационную опасность при полетах человека в
24
свободном космическом пространстве. Рекомендуемый коэффи-
циент качества излучения КК=1.
Вследствие экранирующего действия самой Земли и ее маг-
нитного поля поглощенные дозы излучения солнечных вспышек
на околоземных орбитах значительно меньше, чем в свободном
пространстве, и зависят от наклонения орбиты и геомагнитной
обстановки: с увеличением наклонения орбиты, а также при воз-
никновении магнитных возмущений экранирующий эффект гео-
магнитного поля уменьшается, что приводит к соответствующему
увеличению доз.
Как известно, наиболее мощной и радиационно опасной
вспышкой из изученных за последние 20 лет является вспышка
4 августа 1972 г., при которой интегральная доза в свободном
пространстве за эффективной защитой 3 г/см2 по данным прямых
измерений составила ~ 123 рад (поверхностная доза) и 10 рад
(на глубине 5 см ткани). При допущении о наиболее неблагопри-
ятной геомагнитной обстановке на околоземной орбите высотой
300 км поверхностная доза за той же защитой по оценкам со-
ставила 2,05 рад при наклонении орбиты 51,5° и 9,1 рад при на-
клонении орбиты 65°, а дозы на глубине 5 см ткани — примерно
в 10 раз меньше. Асимметрия геомагнитного поля может привести
к увеличению указанных значений дозы не более чем в 2 раза.
Приведенные значения доз, по мнению некоторых ученых,
очень близки к предельно возможным от однократной вспышки
на соответствующих околоземных орбитах.
Частота возникновения солнечных вспышек зависит от фазы
солнечного цикла. В период максимальной активности Солнца
обычно происходит большее число протонных вспышек, причем
наиболее часты слабые вспышки. Мощные вспышки, сопровож-
дающиеся излучением большой интенсивности, происходят один-
два раза в пять лет, причем в период подъема или спада солнеч-
ной активности (но не в период ее максимума).
Согласно современным представлениям моменты возникнове-
ния солнечных вспышек, их интенсивность и другие характеристи-
ки описываются статистическими законами. Поэтому при проекти-
ровании КА радиационную опасность излучения вспышек в пла-
нируемый период полета принято оценивать ожидаемой величи-
ной поглощенной дозы излучения и вероятностью (риском) ее
превышения, которую рекомендуется принимать равной 0,01.
Графики, позволяющие оценить соотношение дозы и риска ее
превышения для полетов в свободном пространстве и по орбитам
ИСЗ при различных наклонениях круговых орбит, эффективной
толщине защиты и длительности полета, показаны на рис. 1.3—
1.5. Они получены с использованием статистической модели радиа-
ционной обстановки на период с 1978 по 1983 гг. (ожидаемый
период максимума 21-го цикла солнечной активности), построен-
ной по данным о солнечных вспышках и геомагнитных возмуще-
ниях, зарегистрированных в течение 19-го и 20-го циклов солнеч-
ной активности. В качестве характеристики радиационной обста-
25
Риск
Рнс. 1.3. Риск превышения дозы как функ-
ция дозы для орбитальных полетов с накло-
нениями орбиты 51° (штриховые) и 71°
(сплошные линии):
1, 2, 3, 4 — кривые, соответствующие полетам дли-
тельностью 14, 91, 182, 364 сут. Толщина защиты
I г/см2 /алюминий)
Рнс. 1.4. Зависимость изорисковой дозы от
толщины защиты из алюминия для орбиталь-
ных полетов по орбитам с наклонением 51*
(штриховые) и 71° (сплошные линии):
1, 2, 3, 4 — кривые, соответствующие полетам дли-
тельностью 14, 91, 182, 364 сут (риск превышения
дозы — 0,01)
26
новки в отсеках КА в данном случае принята локальная доза
(доза точечного тканеэквивалентного дозиметра), в связи с чем
приведенные на графиках дозы следует рассматривать как верх-
нюю оценку поглощенных доз.
Рис. 1.5. Риск превышения дозы для полетов
в свободном космическом пространстве (штри-
ховые) и орбитальных полетов (сплошные ли-
нии) длительностью 364 сут:
/» 2, 3, 4 — кривые, соответствующие полетам по
орбитам с наклонениями 51, 65°, 71° и 90°; 5 — кри-
вая. соответствующая полетам в свободном прост,
раистве. Толщина защиты 10 г/см3
При оценке радиационной опасности СКИ следует учитывать
вероятность возникновения вспышек за время полета любой про-
должительности. Анализ результатов (см. рис. 1.4) показывает,
что при риске 0,01 и фиксированных толщинах защиты доза рас-
тет с увеличением длительности полета по закону Р'Т, что согла-
суется с результатами расчетов для полета в свободном косми-
ческом пространстве.
Критерии радиационной безопасности
Сложный состав космических излучений (протоны, электроны,
миогозарядные ионы), их широкий энергетический спектр, обра-
зование вторичных излучений в веществе защиты и ткани, а так-
же неравномерное распределение массы вещества по внешней по-
верхности КА приводят к неравномерному распределению погло-
щенных доз радиации на поверхности тела и в его объеме. Учиты-
вая это, а также разную чувствительность отдельных органов те-
ла, при оценке радиационной опасности в общем случае исполь-
зуют совокупность критериев — поглощенную дозу в кри-
тических органах тела. В некоторых случаях оказывает-
ся возможным использовать более простые критерии. Например,
для низкоэнергетических излучений (электроны естественного и
27
искусственного РПЗ) доза быстро спадает по глубине ткани, что
позволяет использовать поверхностную дозу (критические орга-
ны — кожа и хрусталик глаза), а радиационным воздействием на
остальные органы тела пренебречь. Для высокоэнергетического
излучения (ГКИ) перепады поглощенных доз в теле малы, и ра-
диобиологический эффект хорошо соответствует величине средне-
тканевой дозы, т. е. полной поглощенной в теле энергии, отнесен-
ной к его массе.
Рекомендации по выбору дозы как критерия оценки радиа-
ционной опасности различных видов излучения приведены в
табл. 1.5.
Таблица 1.5
Выбор дозы как критерия оценки радиационной опасности излучения
Источник радиацион- ной опасности	Толщина за- щиты, г/см3	Доза как критерий оценки
ГКИ	>1	Среднеткаиевая доза, доза иа костный мозг
СКИ	<1	Поверхностная доза, доза иа кожу, хру- сталик
	1—5	Максимальная поглощенная доза в кри- тическом органе
	>5—10	Среднеткаиевая доза, доза на костный мозг
РПЗ (протоны)	<2	Поглощенная доза в критическом ор- гане (коже, гонадах, хрусталике, костном мозге)
	>2	Среднеткаиевая доза, доза на костный мозг, гоиады
РПЗ (электроны)	<1	Поверхностная доза, доза на кожу
Допустимые, или нормативные, уровни радиации (НУР) для
экипажа КА устанавливают с учетом исключения существенного
для выполнения программы полета нарушения работоспособности
космонавтов в полете и появления у них неблагоприятных послед-
ствий после его завершения. С точки зрения радиационной опас-
ности кратковременные и длительные полеты следует рассматри-
вать раздельно, так как характер возможного радиационного воз-
действия различен.
В СССР для космических полетов длительностью до 30 сут
установлены допустимая доза 15 бэр и доза оправданного риска
50 бэр. Допустимая доза ограничивает суммарное воздействие на
трассе полета ГКИ, излучения РПЗ и бортовых источников и ис-
пользуется при оценке достаточности общей защиты обитаемых
отсеков КА. Доза оправданного риска учитывает опасность раз-
вития во время полета мощной солнечной вспышки и использует-
ся для оценки достаточности защиты радиационного убежища
экипажа.
28
Для полетов продолжительностью свыше месяца допустимые
дозы установлены с учетом процессов восстановления, уменьша-
ющих эффект от накопленной дозы в облученном организме, а
также с учетом возможности повторных кратковременных острых
облучений в поясах радиации и при вспышках на Солнце. Вопро-
сы, связанные с определением допустимых доз при длительных по-
летах и, в частности, количественных характеристик необратимой
части радиационного поражения, а также скорости восстановле-
ния радиационного поражения, требуют дальнейшего исследова-
ния. В СССР для проектных расчетов защиты экипажей пилоти-
руемых КА в зависимости от длительности полета рекомендуются
нормативные уровни радиации (НУР), приведенные в табл. 1.6,
при этом однократное воздействие за счет любых источников ра-
диации ограничивается уровнем 50 бэр при интервале между пов-
торными воздействиями в такой же дозе не менее одного месяца.
Таблица 1.6
Нормативные уровни радиации в зависимости от длительности полета
Длительность полета, месяцы	НУР, бэр, за полет	Длительность поле* та, месяцы	НУР, бэр, за полет
1	50	6	по
2	65	8	125
3	80	10	140
4	90	12	150
5	100		
Приведенные значения НУР относятся к равномерному облу-
чению или к воздействию на костный мозг, эффективную глубину
залегания которого в расчетах защиты принимают равной 5 см
ткани. Для других критических органов тела используют коэффи-
циенты перехода: 3 — для кожи; 1,5 —для хрусталика глаза и
1 — для гонад, которые применяют в случае неравномерного об-
лучения тела.
Анализ соотношения ожидаемых уровней облучения и норма-
тивных уровней радиации для каждого органа позволяет опреде-
лить среди них критический и дать заключение о радиационной
безопасности либо найти пути снижения радиационного воздейст-
вия на этот критический орган.
Обеспечение радиационной безопасности
Для обеспечения радиационной безопасности используют комп-
лекс инженерно-технических и медицинских методов, средств и
мероприятий, позволяющих с заданной надежностью обеспечить
непревышение установленных нормативных уровней радиации. К
ним относят: физическую защиту (пассивную или активную), ко-
торая позволяет снизить уровни облучения экипажа; применение
29
фармакохимических препаратов, повышающих радиорезистент-
ность организма; проведение мероприятий, связанных с прогнози-
рованием и контролем уровней облучения во время полета и вы-
дачей рекомендаций по действиям экипажа в случае ухудшения
радиационной обстановки.
Пассивная защита строится на принципе ослабления потока
излучения за счет поглощения его энергии при прохождении через
толщу какого-либо вещества. Необходимая толщина защиты за-
висит от физических характеристик космических излучений, тра-
ектории и длительности полета, компоновки корабля, свойств эк-
ранирующих материалов и выбранных критериев радиационной
безопасности. Известно, что с увеличением толщины обшивки КА
уровень излучения в его отсеках от РПЗ и солнечных вспышек
уменьшается. Защита от ГКИ по имеющимся оценкам нереальна,
так как для снижения его уровня на 50% необходима защита в
несколько десятков граммов на квадратный сантиметр.
Анализ радиационной обстановки и опыт космических полетов
показали, что для околоземных орбитальных полетов с высотой
орбит до 400 км и наклонением до 50° при эффективной толщине
защиты не менее 3 г/см2 специальной радиационной защиты не
требуется. Обитаемые КА, как правило, компонуются так, что
защита, обеспечиваемая веществом, распределенным вокруг зон
обитания экипажа, составляет от нескольких до десятков граммов
на квадратный сантиметр (соответственно в наиболее ослаблен-
ных местах и в местах, экранированных конструкцией, прибора-
ми, оборудованием, запасами топлива, продовольствия и т. п.).
Этого оказывается достаточно для снижения дозы радиации до
установленной нормы. В качестве радиационного убежища в пе-
риод ухудшения радиационной обстановки экипаж может исполь-
зовать один из наиболее защищенных отсеков, например снабжен-
ный тепловой защитой спускаемый аппарат (СА).
Фактические значения индивидуальной дозы радиации в реаль-
ных условиях полета советских и американских пилотируемых
космических кораблей и орбитальных станций в большинстве слу-
чаев были намного ниже допустимого уровня. Так, наибольшая
эквивалентная доза радиации зарегистрирована при полете дли-
тельностью 84 сут последнего экипажа станции «Скайлэб»; она
составила от 14 до 18 бэр на кожу для разных членов экипажа.
В конструкции обитаемых КА, предназначенных для длитель-
ных полетов в радиационном поясе Земли (например, на стацио-
нарной орбите) или в межпланетном пространстве, может потре-
боваться дополнительная радиационная защита обитаемых отсе-
ков. Одним из способов, дающих значительный выигрыш в массе,
является оптимальное размещение приборов, оборудования и раз-
личных запасов (топлива, продовольствия и т. п.), но его недоста-
ток— ослабление защиты по мере расходования запасов. Другой
способ — введение в конструкцию специальных экранов для защи-
ты отдельных отсеков КА, применение локальной защиты крити-
ческих органов тела человека и др. Толщина защиты радиацИон-
30
ного убежища на космическом корабле, предназначенном для дли-
тельных полетов, зависит от программы и длительности полета,
фазы цикла солнечной активности, вклада в суммарную дозу из-
лучения других космических источников.
Например, для космического корабля с ЖРД применительно к
межпланетному полету при значении риска 0,01 для поверхности
радиационного убежища 25 м2 толщина защиты в период макси-
мума солнечной активности должна быть 12 г/см2 при 200 сут и
30 г/см2 при 1000 сут полета, а в период минимума — 5 г/см2 при
200 сут и 30 г/см2 при 650 сут полета. При более длительных по-
летах толщина защиты радиационного убежища резко возрастает,
так как доза ГКИ приближается к дозе оправданного риска, и
требуется или большая кратность ослабления дозы СКИ или за-
щита обитаемых отсеков от ГКИ.
В качестве перспективного направления рассматривают актив-
ные виды физической защиты, обеспечивающие отклонение заря-
женных частиц от обитаемого отсека космического корабля с по-
мощью электромагнитного или электростатического поля. Экспе-
рименты иа модели электростатической защиты, установленной
снаружи ИСЗ <Космос-605», позволили определить характеристики
электростатической защиты от электронов радиационного пояса
Земли и сделать вывод, что иа базе современных высоковольтных
средств можно создать эффективную защиту, требующую мини-
мальных массы и энергопотребления. Такая электростатическая
защита может найти применение иа длительно существующих КА
иа стационарной орбите, проходящей иа расстоянии около
36000 км от поверхности Земли, т. е. в пределах внешнего радиа-
ционного пояса.
Воздействие корпускулярной радиации на материалы
Корпускулярная радиация при соответствующей энергии час-
тиц и времени действия вызывает радиационные повреждения
материалов, проявляющиеся в поверхностной эрозии, ионизации
вещества и смещении атомов. Эти повреждения могут привести к
ухудшению рабочих характеристик или выходу из строя элемен-
тов конструкции и систем космического аппарата, размещенных
как снаружи (солнечные батареи, оптические системы, электриче-
ские изоляторы, покрытия и т. д.), так и внутри (электронная и
полупроводниковая аппаратура, фотоматериалы и т. п.).
Поверхностная эрозия — это выбивание атомов или
групп атомов с поверхности металлов протонами. В результате
эрозии возрастает треиие между трущимися поверхностями, изме-
няется поверхностное излучение и уменьшается коэффициент от-
ражения. Наименее устойчивы к поверхностной эрозии медь, се-
ребро и золото, применяемые в качестве покрытий, а устойчи-
вы— алюминий и окислы металлов, в первую очередь — окись
алюминия. Наиесеиие тонких пленок из окислов металлов (А120з,
TiO2, SiO2 и др.) может использоваться для защиты чувствитель-
31
ных к эрозии элементов (например, отражающей поверхности ме-
таллического фокусирующего зеркала телескопа и т. п.).
Ионизация вещества — отрыв электронов от атомов, что
существенно изменяет электрические и некоторые другие характе-
ристики вещества — является основным видом повреждения пласт-
масс, эластомеров, масел и смазок, стекла и керамики.
Смещение атомов — выбивание атома со своего места в
атомной решетке при столкновении с частицей — существенно для
металлов и особенно для полупроводников, а также для таких ма-
териалов, как стекло, керамика.
Общая характеристика возможного изменения свойств различ-
ных материалов под действием излучения РПЗ, солнечного ветра,
СКИ и ГКИ приведена в табл. 1.7.
Таблица 1.7
Общая характеристика изменения свойств материалов под действием
корпускулярного излучения (при экспозиции от несколькях месяцев
до нескольких лет)
Материал	Изменяемые свойства	Внутренний РПЗ		Внешний РПЗ		Солнечный ветер н СКИ		ГКИ
		слой 1 мг/см*	слой 1 г/см*	поверхност- ный слой и слой 1 мг/см*	слой 1 г/см*	поверхност- ный слой	слой 1 мг/см*	поверхност- ный слой и СЛОЙ 10 г/см*
Пласт- массы Политетра-	Механиче-	+ +	+ +	+ +			++♦	
фторэтилен	ские, электриче- ские (на воз- духе) Механиче-	+ +	+	+ +	+	+*	+*	
Другие пласт-	скне, электриче- ские (без воз- духа) Оптические,	+ +						
массы Эласто-	механические, электрические, размеры Механиче-	+ +		+ +				
меры Масла	ские Смазочные,	+ +		++		_	♦		
и смазки Керамика Стекло	консистент- ность Оптическая	1—Юмк + +	+	+ +		+ + *	+•	
	прозрачность Механиче-	+ +		+ +*		++*	— _	—
	ские, электриче- ские, размеры							
32
Продолжение
Материал	Изменяемые свойства	Внутренний РПЗ		Внешний РПЗ		Солнечный ветер и СКИ		ГКИ
		слой 1 мг/см2	слой 1 г/см2	поверхност- ный слой н слой 1 мг/см2	слой 1 г/см2	поверхност- ный слой	слой 1 мг/см2	поверхност- ный слой и слой 10 г/см2
Плавленый кварц н крис- таллы	Оптическая прозрачность	++	—	+ +	—	++*		*	— —
Кристаллы	Механиче- ские, электриче- ские, размеры	++*		+ *			.**	+ +*		
Полупро- водники	Неосновная электропровод- ность	+ +	+ +	+		 »*	++*	—		——
	Основная эле- ктропровод- ность	+ +			—	+ +*		
Металлы	Ферромагне- тизм	+ +	—	— —	— —	+ +*	— —	
	Механиче- ские, электриче- ские					+ +*		
Условные обозначения:
------не имеется никаких повреждений, важных при обычном техническом
применении данного материала;
—	излучение действует на особо чувствительные материалы этого ннда нли
некоторые нх свойстна;
+	излучение действует на большую часть материалов этого ннда и нх
свойстна;
+	+ снойстна, важные в обычном техническом применении данного мате-
риала, претерпевают существенные изменения;
*	данные требуют уточнения;
*	* возможно временное увеличение электропроводности и случае особенно
чувствительных материалов;
*	** возможно временное увеличение электропроводности во время солнеч-
ной вспышки.
Как видно из табл. 1.7, наибольшие радиационные поврежде-
ния вызывает излучение радиационного пояса Земли. В области
максимума интенсивности внутреннего радиационного пояса при
экспозиции менее года в поверхностном слое большинства мате-
риалов возникают существенные изменения их основных свойств.
Большинство покрытий под действием излучения РПЗ изме-
няет свои оптические характеристики (коэффициент поглощения и
степень черноты). Пребывание ракетного двигателя на твердом
топливе (РДТТ) в радиационных поясах даже в течение несколь-
ких месяцев скажется на механических характеристиках топлива
и скорости его горения. Солнечные батареи теряют выходную
мощность в процессе облучения протонами и т. д.
2 Космические аппараты
33
Металлы и керамические кристаллические материалы доста-
точно стойки к действию частиц.
При создании радиационно устойчивой аппаратуры и оборудо-
вания необходимо выбирать наиболее стойкие в радиационном
отношении материалы и электрорадиоэлементы, а также паиии-
мать конструктивные решения, обеспечивающие высокую радиа-
ционную стойкость. При этом допустимая доза радиации для си-
стемы определяется по наиболее слабому звену. Для уменьшения
чувствительности солнечных элементов к радиации применяют бо-
лее стойкие к воздействию проникающей радиации полупроводни-
ковые материалы (например, элементы с п—р-переходом), а так-
же оптически прозрачные защитные покрытия (стекло, сапфир).
Оценки показывают, что в результате применения стеклянного по-
крытия с эффективной толщиной 0,3 г/см2 время 25%-ного паде-
ния мощности возрастает примерно в 4 раза. Для устранения то-
ков утечки в электросхемах вследствие ионизации воздуха в це-
лях повышения их стойкости к радиации исключается контакт
поверхностей электросхем с воздухом за счет откачки воздуха или
заливки веществами типа кремнийорганических или эпоксидных
смол. Для длительного хранения фотоматериалов применяют спе-
циальные хранилища с эффективной толщиной защиты более
10 г/см2 и т. д.
Воздействие электромагнитного излучения на материалы
В космических условиях воздействие электромагнитного излу-
чения ограничивается поверхностным слоем материала от 10-4
до 10-7 г/см2 и сказывается в первую очередь на радиационных
и оптических характеристиках поверхности. Фотоны больших энер-
гий могут вызывать радиационные повреждения материалов в ви-
де ионизации и смещения атомов. Электромагнитное излучение в
ближней ультрафиолетовой, видимой и в еще более длинновол-
новых областях спектра уже не может вызывать каких-либо пов-
реждений в материале, даже если оно и возбуждает атомы.
Металлы и сплавы устойчивы к воздействию электромагнит-
ной радиации.
Изменение свойств неорганических материалов может про-
явиться в изменении радиационных характеристик (увеличение
поглощательной способности поверхности) или увеличении по-
верхностной электропроводности. Изменения механических харак-
теристик в тонком поверхностном слое не имеют практического
значения. Особенно сильно электромагнитное излучение влияет на
характеристики оптических приборов и светлых покрытий, нано-
симых на радиационные поверхности. Под воздействием излуче-
ния возможно образование центров потемнения, вызывающих об-
щее потемнение материала, что уменьшает прозрачность многих
видов стекла и изменяет радиационные характеристики светлых
покрытий. Особенно чувствительна к воздействию ультрафиоле-
34
тового излучения двуокись титана, используемая в качестве бело-
го пигмента для высококачественных красителей.
В оптических приборах рекомендуется использовать стойкое к
радиации нетемнеющее стекло, а там где возможно — весьма
чист] ю плавленую двуокись кремния. Для терморегулирующих
поверхностей выбирают светлые красители, устойчивые к образо-
ванию центров потемнения. Черные красители, используемые для
увеличения поглощения света в видимой и ультрафиолетовой об-
ластях спектра, практически не подвержены влиянию электромаг-
нитного излучения.
Электромагнитное излучение существенно влияет на органи-
ческие материалы. Так, при дозах, полученных за год, изменяют-
ся свойства всех известных полимеров, в том числе отражатель-
ная я поглощательная способности, прозрачность, поверхностная
электропроводность, окраска органических материалов и их меха-
нические свойства (прочность, упругость, гибкость).
Для уменьшения воздействия излучения могут применяться
стабилизаторы, которые в 3—10 раз увеличивают время появле-
ния первых признаков повреждения. При использовании полиме-
ров в иных (не оптических) целях их защищают непрозрачными
покрытиями (например, для защиты полиэтилентерефталата на-
носят слой алюминия). Важным условием радиационной стойко-
сти используемых материалов является их химическая чистота.
Перспективным путем повышения радиационной стойкости поли-
меров считается применение различных органических и неоргани-
ческих поглотителей ультрафиолетовой радиации. Хорошим погло-
тителем ультрафиолетового излучения является окись цинка, дав-
но используемая для защиты органических покрытий. Устойчивы к
воздействию УФ-излучения органометаллические соединения, наз-
ванные ферроценами (производные дициклопентадиена железа),
которые могут использоваться как сырье для полимеров или как
стабилизирующие добавки в органические материалы.
Поверхностный заряд
Совместное воздействие корпускулярной и коротковолновой
радиации, а также взаимодействие КА с окружающей его плаз-
мой вызывает появление поверхностного заряда. Распре-
деление потенциала на КА в принципе неравномерно, так как за-
висит от соотношения потока фотоэлектронов, испускаемых по-
верхностью, освещенной Солнцем, приходящего на КА потока эле-
ктронов и ионов плазмы космического пространства и вторичной
электронной эмиссии, вызываемой энергичными электронами, а
также от внешней конфигурации КА и свойств его материалов.
Непроводящие поверхности могут заряжаться относительно
проводящей конструкции (или конструкции КА), а некоторые ди-
электрики способны аккумулировать так называемые разделен-
ные наряды — на поверхности и в объеме материала, Элементы
2*	35
конструкции КА также могут заряжаться до потенциалов большой
величины относительно окружающей плазмы.
Возникновение поверхностного заряда, влияние на работу си-
стем КА и меры его нейтрализации изучены мало. Есть предпо-
ложение, что это явление стало причиной зафиксированных
случаев ложного срабатывания электронных систем, ухудшения
характеристик терморегулирующих поверхностей на ИСЗ, рабо-
тающих на синхронной орбите, где они могут заряжаться до вы-
соких потенциалов. Понимание этого явления необходимо также
для правильной интерпретации научных измерений (например,
данных регистрации электрических полей и концентрации частиц
малых энергий), а также для устранения нежелательных послед-
ствий из-за разницы поверхностных потенциалов при стыковке
космических кораблей (КК), находившихся в длительном авто-
номном полете, возвращении на КК членов экипажа, длительное
время находившихся за его пределами, или при переходе их на
другой корабль и т. п.
1.4. МЕТЕОРНАЯ ОПАСНОСТЬ
Общие сведения
Столкновения с метеорными частицами в зависимости от их
размеров, количества, скорости и плотности, а также от места
удара способны вызвать следующие повреждения КА:
пробои герметизирующей оболочки корпуса и повреждение от-
дельных элементов конструкции, агрегатов и систем, а также по-
ражение космонавта;
эрозию внешних поверхностей (поверхностей с определенными
радиационными характеристиками, солнечных батарей), оптичес-
ких приборов и других устройств и деталей, размещенных снару-
жи КА, и ухудшение их рабочих характеристик;
откалывание частиц от внутренней поверхности оболочки кор-
пуса, что может быть источником опасности для аппаратуры и
экипажа.
Метеорную среду обычно характеризуют величиной потока ме-
теорных частиц с массой т^то на единицу площади в единицу
времени. В связи с тем что наблюдаются как временные (суточ-
ные, сезонные), так и пространственные вариации в распределе-
нии спорадических метеорных частиц, пользуются осредненными
результатами измерений за большие промежутки времени (напри-
мер, за год) по разным районам наблюдений.
Известно несколько моделей метеорной среды. Данные разных
авторов иногда расходятся иа несколько порядков, что объяс-
няется как систематическими ошибками, заложенными в исполь-
зуемых методах (селективная чувствительность датчиков, отсут-
ствие надежных количественных соотношений между данными
наземных оптических или радиолокационных наблюдений и пря-
36
мых измерений и т. д.), так и различием в значениях некоторых
исходных величин, задаваемых при обработке результатов изме-
рений (скорость метеорных частиц, плотность, характер распре-
деления в пространстве и т. д.).
В литературе часто упоминается модель метеорной среды для
околоземного пространства, предложенная Уипплом и имеющая
вид
lg Л7= - 14,48 + 2,681g(0,44/р0) - 1,34 lg/n0,	(1.5)
где N — поток метеорных частиц, частица с-1 • м~2;
ро — плотность частицы, г/см3;
т0 — масса частицы, г.
В этой модели средняя плотность метеорных частиц принята
равной 0,44 г/см3, а скорость — 30 км/с.
Прямые измерения, проведенные на советской автоматической
межпланетной станции (АМС) «Луна-19» в 1971—1972 гг. и на
американских лунных и межпланетных КА в 1966—1974 гг., пока-
зали, что поток микрометеорных частиц у Луны существенно не
отличается по величине от потока в межпланетном пространстве
и для /п=10-13—10~7 г может быть описан выражением
lgJV= - (10,7 + 0,5) - (0,57 ± O,O5)lgzno. (1.6)
Исследования микрометеорных частиц в различных областях
космического пространства вблизи Земли и у Юпитера показали
наличие повышенной плотности метеорного вещества вблизи пла-
нет по сравнению с межпланетной средой. Интегральный поток
частиц с массами /п^З-10-12 г на высоте 200 км от Земли пре-
вышает его величину в межпланетном пространстве примерно на
полтора порядка, а на высотах 350—400 км — почти не отличается
от потока в межпланетном пространстве. Для высот 100—400 км
среднее распределение частиц по массам имеет вид
lgW=- 16,1 — l,31gzn0.	(1.7)
Графики зависимостей (1.6) и (1.7) показаны на рис. 1.6.
Вблизи других планет в зависимости от величины их электри-
ческих, магнитных и гравитационных полей, наличия или отсут-
ствия атмосферы и т. п. можно ожидать наличия более или ме-
нее плотных и протяженных пылевых оболочек.
Предварительные результаты измерений на американском КА
«Пионер-10» показали, что в астероидном поясе поток частиц рез-
ко увеличивается, причем основная масса частиц в этой области
имеет размер 0,01—1 мм. Хотя и делается вывод, что опасность
серьезного повреждения КА невелика, количество попаданий час-
тиц в КА «Пионер-10» оказалось большим, чем ожидалось до
запуска.
37
Вследствие недостаточности данных распределение по массам
частиц отдельных метеорных потоков (роев) принимают анало-
гичным распределению спорадических метеоров, но учитывают
скорость, интенсивность, время и область действия конкретного
потока (см. табл. 1.2).
-И -13 -12 -11 -10 -э -8 -7 -6
1дт,г
Рис. 1.6. Поток спорадических метеорных частиц
вблизи Земли, в межпланетном пространстве н у
Луны:
t — иа удалении 200 км от Земли; 2 — иа удалении
400 км от Земли: 3 — в межпланетном пространстве
и у Луны
Полное число ударов частиц о поверхность КА в единицу вре-
мени равно сумме ударов спорадических метеоров и метеоров ме-
теорных потоков. Произвольная направленность спорадических
метеоров требует защиты всей поверхности КА, тогда как при воз-
действии одного метеорного потока возможна защита лишь той
чаети поверхности, на которую проектируется его поперечное се-
чение. Однако на практике трудно определить предпочтительную
ориентацию из-за возникновения более чем одного метеорного по-
тока в любой период времени.
Оценка метеорной опасности
Оценка метеорной опасности — это определение вероятности
столкновения с метеорными частицами определенной массы и раз-
рушающего воздействия этих частиц на конструкцию КА. Особое
внимание придается оценке опасности столкновения с метеорными
частицами, способными пробить оболочку КА и вызвать наиболее
тяжелые последствия.
38
Считая полный метеорный поток, с которым сталкивается КА,
состоящим только из проникающих и непроникающих частиц, ве-
роятность проникания г частиц с массой tni^tnKP (i=l, 2,3, ...,r)
можно описать распределением Пуассона
Рг = _^мТ)2
(1.8)
где Np — средний поток метеорных частиц с массой пц^тКр, ко-
торые способны пробить уязвимую поверхность КА;
FM — площадь уязвимой поверхности КА;
т — время пребывания в метеорной среде, с.
Тогда из выражения (1.8) при г=0 вероятность отсутствия
пробоев
P0(znz >znKP) = e“VM't,	(1.9)
где Np определяется выражениями (1.5) — (1.7), в которых
/П0 = /Пкр.
Выражение (1.9) может быть использовано при разработке
конструкции с заданной вероятностью отсутствия пробоев Ро или
оценки Ро для заданной конструкции.
Масса ткр зависит от геометрических и прочностных характе-
ристик силовой стенки, условий соударения и определяется эм-
пирическим путем. Основная трудность при этом состоит в том,
что в лабораторных условиях пока не удается воспроизвести во
всем диапазоне реальные скорости метеорных частиц. Для ориен-
тировочных оценок можно использовать соотношения, полученные
экспериментальным путем для определения максимальной (пре-
дельной) толщины стенки до, при которой наступает сквозное раз-
рушение при достаточно высоких скоростях удара
(i.io)
“О
или при т0= (тср0 rf®)/6
80=1.4(/п0/р1),/Ч2/3.	(1.И)
где ро, tn0, do — плотность, масса и диаметр метеорной частицы
(в одной системе единиц) соответственно;
pi — плотность материала стенки (в той же системе
единиц);
ио — скорость метеорной частицы, км/с.
Зависимости (1.10) и (1.11) справедливы для типичных конст-
рукционных материалов (сталь, алюминиевые сплавы, титан
и др.).
Повреждение оболочки КА в виде осколков с ее внутренней
поверхности может иметь место при толщине стенки в 2—3 раза
большей, чем предельная толщина, определяемая зависимостями
(1.10) и (1.11), что справедливо только для упругих материалов.
39
Защита от воздействия метеорных частиц
Защита КА от воздействия метеорных частиц состоит в соз-
дании конструкции, способной противостоять этому воздействию.
В принципе возможны активные способы защиты, позволяющие
уменьшить частоту соударений КА с метеорными частицами. На
практике применяют пассивные (конструктивные) методы за-
щиты: уменьшение поверхностей КА, уязвимых к метеорному воз-
действию; увеличение толщины стенки; применение защитных
Рис. 1.7. Зависимость суммарной
толщины экранированной стенки и
экрана от толщины экрана
Z* _ 8» + 8 . » _ 8 > .
(о2 - d„ • ®з - rf0 ) •
1. 2, 3 — кривые, соответствующие удару
«сталь —Д16» при г>0 = 5,5; 7,5 и 10 км/с;
4, 5 — удару «сталь — титан» и «сталь —
сталь» при т>0 -7,5 км/с (первым назван
материал частицы, вторым — материал
экрана; материал мишени — дюралюминий)
противометеорных экранов и кры-
шек для предохранения установ-
ленных снаружи отдельных агре-
гатов, приборов и уязвимых по-
верхностей КА.
Наиболее эффективным сред-
ством защиты конструкции КА,
позволяющим уменьшить толщи-
ну силовой стенки и общую мас-
су конструкции, являются з а-
щитные противометеор-
ные экраны, которые в равной
мере снижают как вероятность
пробоя силовой стенки, так и
вероятность образования оскол-
ков с ее внутренней поверхно-
сти. Противометеорными экра-
нами могут также служить ко-
жухи, радиаторы СТР, элементы
конструкции и т. п. Пробивая
экран, метеорная частица в ре-
зультате развивающихся в ней
волновых процессов разрушается.
Удар остатков частицы по силовой стенке, расположенной за экра-
ном, распределяется по площади, во много раз превосходящей
площадь сечения частицы, что вместе с потерей импульса частицы
на пробивание и определяет защитное действие экрана.
Максимальный защитный эффект и минимальная масса конст-
рукции обеспечиваются при оптимальных расстоянии (S) между
экраном и стенкой и соотношении толщины экрана (б) и силовой
стенки (до). Экспериментально установлено, что оптимальное
расстояние между экраном и стенкой характеризуется безразмер-
ной величиной Sj = -^-=25—30 (при меньших значениях защит-
ные свойства снижаются, при больших — практически не увеличи-
ваются). Зависимость суммарной предельной толщины экрана и
стенки 82 =	° от толщины экрана 83 = -з- для экранов
UQ	UQ
из алюминиевых сплавов, титана, стали и различных скоростей
удара показана на рис. 1.7.
40
При очень тонких экранах 62 стремится к величине предель-
ной толщины для незащищенной стенки. С возрастанием толщины
экрана 62 уменьшается и достигает минимума при некотором оп-
тимальном значении толщины экрана, зависящем от условий со-
ударения. Дальнейший рост толщины экрана вызывает увеличе-
ние 62, продолжающееся до тех пор, пока б2 не становится срав-
нимой с предельной для данной скорости и материала.
Оптимальную экранную защиту можно рассчитывать по фор-
муле
82 = ^!,	(1.12)
где = — определяют из соотношения (1.10) или (1.11);
k — эмпирический коэффициент, зависящий от тех же
параметров, что и 62.
Зависимость k от толщины 83 = -^- для экранов из алюминие-
«0
вых сплавов, титана и стали и больших расстояний между стен-
кой и экраном (S]>30) показана на рис. 1.8. Для приближенных
расчетов рекомендуется вы-
бирать толщину экрана из
условия 8з = 0,5—0,6 и при-
нимать & = 0,35 при боль-
ших расстояниях между эк-
раном и стенкой и & = 0,7
при малых расстояниях
(5^51^20—25). Указан-
ные значения коэффициента
k и толщины экрана 83 обес-
печивают определенный за-
пас «непробиваемости» стен-
нов из алюминиевых сплавов, титана и
стали в случае Si >30 (параметры уда-
ра для кривых /—5 те же, что на
рис. 1.7)
ки при изменении плотно-
сти материала экрана в ши-
роком диапазоне.
В ряде работ экспериментально показано, что в диапазоне до-
стижимых скоростей удара 5 км/с12 км/с глубина пораже-
иия стенки при наличии экрана с ростом скорости удара падает,
однако приведенные скорости затрагивают лишь нижний диапазон
метеорных скоростей. При существенном повышении скорости
удара, по мнению многих авторов, поражение стенки при боль-
ших расстояниях Si будет стремиться к нулю вследствие полного
испарения материала ударяющей частицы.
Зависимость толщины одиночной стенки (сплошные линии) и
суммарной толщины экрана и экранированной стенки (штрихо-
вые линии) от заданной вероятности отсутствия пробоя стенки для
различных «экспозиций» Fx показана на рис. 1.9. В расчетах ис-
пользовалась метеорная модель Уиппла (1.5) при ро = 2,7 г/см3,
цо=ЗО км/с и допущении, что Si>30 (при расчете экранирован-
ной стенки).
41
Результаты исследований и накопленный опыт показывают,
что при полетах продолжительностью в несколько дней и недель
в районе Земли и Луны для КА небольших размеров метеорная
Рис. 1.9. Зависимость суммарной толщины экра-
на и экранированной стеикн (штриховые) и тол-
щины одиночной стенки (сплошные линии) от
заданной вероятности отсутствия пробоя Р:
1—5 — кривые, соответствующие «экспозициям»
Ft: 4,5-10’; 1.1.-10’; 6,75-10’; 1,7-10’и 3,4-10'; ч’-ч
космических полетах (около года и более), существенном увели-
чении размеров КА, а также при полетах в малоизученных обла-
стях Солнечной системы (за пределами орбит Марса и Венеры)
метеорной опасностью пренебрегать нельзя.
1.5. ВЛИЯНИЕ НЕВЕСОМОСТИ
Общие сведения
Состояние невесомости возникает, когда к телу, находяще-
муся в пространстве, не приложены никакие внешние силы, кроме
силы притяжения. Если КА находится в центральном поле тяго-
тения и не вращается вокруг своего центра масс, он испытывает
невесомость, характерным признаком которой является то, что
ускорения всех элементов конструкции, деталей приборов и час-
тиц человеческого тела равны ускорению силы тяжести.
Положительное свойство невесомости — возможность примене-
ния в космосе ажурных, тонких н очень легких конструкций (в том
числе надувных) при создании крупномасштабных сооружений на
орбите (например, гигантских антенн радиотелескопов, панелей
солнечных батарей орбитальных электростанций и т. п.). В на-
стоящее время эта возможность в полной мере не используется
из-за силовых факторов, действующих на КА при выведении их
в космос. Большой научный и практический интерес представляет
использование невесомости в различных технологических процес-
42
сах для получения материалов и изделий со свойствами, недо-
ступными в условиях земной силы тяжести (получение металличе-
ских и полупроводниковых материалов, состоящих из элементов
с существенно различными удельными весами, композитных ма-
териалов с заранее заданным распределением компонентов по
объему, выращивание больших полупроводниковых кристаллов
и т. д.).
Невесомость оказывает влияние на физические процессы, про-
текающие в системах и агрегатах КА, вследствие отсутствия кон-
вективного теплообмена и гидростатических сил. При отсутствии
гидростатических сил положение жидкости в емкостях (баках,
баллонах) зависит лишь от сил поверхностного натяжения и сил
сцепления между жидкостью и стенкой емкости, что может при-
вести к отливу жидкости от заборных устройств в баках (балло-
нах) и нарушить работу, в частности, запуск двигательных уста-
новок (ДУ) на жидких, и особенно на криогенных компонентах
топлива, так как пузырьки пара или газа в жидком компоненте
могут привести к кавитационному срыву и поломке насоса или
просто к останову (выключению) двигателя.
Для удержания жидкости в определенном положении в баках
(баллонах) применяют специальные перегородки, сетки и другие
устройства. Разделение жидкой и газовой фаз в баках можно до-
стигнуть либо путем создания начальной перегрузки (с помощью
малых РД, раскрутки всей космической системы вокруг центра
масс и т. п.), либо за счет установки непроницаемой подвижной
перегородки (поршня, эластичной ткани, пластика или металли-
ческой мембраны), либо за счет использования сил поверхност-
ного натяжения (сетчатые заборные устройства в баках). Первый
способ находит применение в системах обеспечения запуска ДУ
космических ракетных блоков, второй и третий — в ДУ орбиталь-
ных станций, КА и КК.
Полет в невесомости требует закрепления на своих местах ап-
паратуры и оборудования, а также оснащения обитаемого КА
средствами фиксации космонавтов, предметов их труда и быта.
Влияние невесомости на организм человека
Первичными эффектами невесомости являются снятие гидро-
статического давления крови и тканевой жидкости, весовой на-
грузки на костно-мышечный аппарат, а также отсутствие грави-
тационных стимулов специфических гравирецепторов афферент-
ных систем. Реакции организма, обусловленные длительным пре-
быванием в невесомости, выражают, по существу, его приспособ-
ление к новым условиям внешней среды и протекают по типу
«неупотребления» или «атрофии от бездействия» (рис. 1.10).
Состояние невесомости в начальный период часто вызывает
нарушения пространственной ориентации, иллюзорные ощущения
и симптомы болезни движения (головокружение, дискомфорт в
желудке, тошнота и рвота), что связывают главным образом с ре-
43
a — звенья патогенеза и связь между ними; б — профилактические средства и направления их
воздействия
акциями вестибулярного аппарата и приливом крови к голове.
Наблюдаются также изменения субъективного восприятия нагру-
зок и некоторые другие изменения, вызываемые реакциями чув-
ствительных органов, которые настроены на земную силу тяжести.
В течение первых десяти дней пребывания в невесомости в зави-
симости от индивидуальной чувствительности человека, как пра-
вило, происходит адаптация к указанным проявлениям невесомо-
сти и самочувствие восстанавливается.
В условиях невесомости происходит перестройка координации
движений, развивается детренированность сердечно-сосудистой си-
стемы.
Невесомость влияет на баланс жидкости в организме, обмен
белков, жиров, углеводов, минеральный обмен, а также на неко-
торые эндокринные функции. Наблюдаются потери воды, электро-
литов (в частности, калия, натрия), хлоридов и другие изменения
в обмене веществ.
Ослабление действия внешних сил на структуры, несущие ве-
совую нагрузку, приводит к потере кальция и других веществ,
важных для поддержания прочности костей. После длительного
воздействия невесомости возможны явления легкой мышечной
атрофии, некоторая слабость мускулатуры конечностей и т. д.
К числу наиболее общих проявлений неблагоприятного влия-
ния невесомости на организм в сочетании с другими особенно-
стями условий жизни на космическом корабле относится астени-
зация, отдельные признаки которой (ухудшение работоспособно-
сти, быстрая утомляемость) обнаруживаются уже в процессе са-
мого полета. Однако наиболее заметно астенизация сказывается
при возвращении на Землю. Снижение массы тела, мышечной мас-
сы, минеральной насыщенности костей, уменьшение силы, вынос-
ливости, физической работоспособности ограничивают переноси-
мость стрессовых воздействий, характерных для этого периода пе-
регрузок, и действия земной силы тяжести.
Нарушения двигательной функции в условиях космического
полета, по-видимому, не являются критическими, так как выра-
ботка навыков координации движений в невесомости протекает
относительно успешно. Значительно более неблагоприятными
представляются нарушения координации движений, которые мо-
гут развиваться в реадаптационный период в зависимости от про-
должительности воздействия гиподинамии и невесомости.
Ортостатическая неустойчивость, характеризующаяся выра-
женным усилением физиологических изменений, появлением голо-
вокружения, слабости, тошноты, и особенно возможностью обмо-
рочного состояния при вертикальной позе, представляет весьма
серьезную проблему, типичную для послеполетного периода, хотя
после кратковременных полетов эти признаки были непродолжи-
тельными и легко обратимыми.
Изменения иммунологических реакций и устойчивости к ин-
фекциям сопровождаются возрастанием восприимчивости к забо-
леваниям, что может привести к возникновению критической си-
45
туации во время полета. В кратковременных полетах значитель-
ных изменений со стороны иммунологической реактивности не от-
мечалось.
Существует определенная вероятность того, что и некоторые
другие сдвиги в функциональном состоянии организма чогут
влиять на продолжительность безопасного пребывания в условиях
длительной невесомости. Одни из них определяются процессами
перестройки механизмов нервной и гормональной регуляция ве-
гетативных и двигательных функций, другие зависят от степени
структурных изменений (например, мышечной и костной ткани),
детренированности сердечно-сосудистой системы и обменных
сдвигов. Разработка и внедрение системы мероприятий по профи-
лактике этих расстройств являются одной из важных задач ме-
дицинского обеспечения длительных космических полетов.
В принципе возможны два способа профилактики влияния не-
весомости. Первый состоит в том, чтобы предотвратить адат ацию
организма к невесомости, создавая на КА искусственную силу
тяжести, эквивалентную земной; это наиболее радикальный, но
сложный и дорогостоящий способ, причем исключающий преци-
зионные наблюдения за внешним пространством и возможности
экспериментов в условиях невесомости. Второй способ допускает
частичную адаптацию организма к невесомости, но вместе с тем
предусматривает и принятие мер по профилактике или умень-
шению неблагоприятных последствий адаптации. Профилактиче-
ское действие защитных средств рассчитано в первую очередь на
поддержание достаточного уровня физической работоспособности,
двигательной координации и ортостатической устойчивости (пере-
носимости перегрузок и вертикальной позы), поскольку по совре-
менным данным изменения этих функций, возникающие в реадап-
тационный период, представляются наиболее критическими.
Естественным и практически осуществимым является профи-
лактическое воздействие на такие первичные пусковые эффекты
невесомости, как снятие гидростатического давления крови я ве-
совой нагрузки на костно-мышечный аппарат, что позволяет
исключить или ослабить длинную цепочку вторично обусловлен-
ных сдвигов, в том числе и вызывающих наибольшую озабочен-
ность в реадаптационном периоде. Значительно более сложно пари-
рование тех изменений, которые возникают в деятельности аффе-
рентных систем в невесомости. Восполнить отсутствие гравитаци-
онных стимулов для специфических гравирецепторов, не прибегая
к созданию искусственной тяжести, невозможно. Профилактиче-
ские и терапевтические воздействия могут быть адресованы не
только к первичным, или пусковым, эффектам невесомости, но
и к более низким уровням патогенетической цепи.
Профилактика реакций, связанных с отсутствием гидростати-
ческого давления крови в невесомости во время полета, может
состоять, во-первых, в использовании средств и методов, искус-
ственно воспроизводящих эффект гидростатического давления:
дыхание под избыточным (выше атмосферного на 15—22 мм
46
рт. ст.) давлением, воздействие отрицательным (ниже атмосфер-
ного на 25—70 мм рт. ст.) давлением на нижнюю половину тела
и др., во-вторых, в профилактическом воздействии на некоторые
промежуточные звенья патогенетической цепи с помощью фарма-
кологических и гормональных препаратов. В послеполетный пе-
риод рекомендуется ношение противоперегрузочных костюмов,
обычно используемых летчиками (при давлении в камерах 35—
50 мы рт. ст.), и установление щадящего режима с постепенным,
дозированным увеличением времени пребывания в вертикальной
позе.
Восполнение дефицита весовой нагрузки на костно-мышечный
аппарат в условиях невесомости относится к числу весьма пер-
спективных направлений в разработке профилактических меро-
приятий и обеспечивается за счет физической тренировки с ис-
пользованием пружинных или резиновых эспандеров, велоэргомет-
ров, тренажеров типа «бегущей дорожки» и нагрузочных костю-
мов, создающих статическую нагрузку на тело и отдельные мы-
шечные группы за счет резиновых тяг.
В системе профилактики сдвигов, преимущественно обуслов-
ленных отсутствием весовой нагрузки на опорно-двигательный
аппарат, могут найти применение и другие методы воздействия,
в частности, электростимуляция мышц, применение гормональных
препаратов, нормализующих белковый и кальциевый обмен, а так-
же различные способы повышения устойчивости организма к ин-
фекциям.
В общей системе защитных мероприятий должна быть учтена
также возможность повышения неспецифической сопротивляемости
организма за счет снижения неблагоприятного воздействия стресс-
факторов космического полета (снижение уровня шумов, опти-
мизация температуры, создание надлежащих гигиенических и бы-
товых удобств), обеспечения достаточного водопотребления, пол-
ноценного и хорошо сбалансированного питания с повышенной
витаминной насыщенностью, обеспечения условий для отдыха, сна
и т. д. Увеличение внутреннего объема космических кораблей и
создание на них улучшенных бытовых удобств заметно способ-
ствуют смягчению неблагоприятных реакций на невесомость.
Следует отметить, что в системе мероприятий по профилактике
неблагоприятного влияния на организм человека длительной не-
весомости самостоятельное значение принадлежит предполетному
отбору и тренировке, а также восстановительной терапии, исполь-
зуемой в послеполетном периоде.
На современном уровне знаний достижение относительно гар-
моничного профилактического эффекта может быть обеспечено
лишь при использовании комплекса профилактических средств,
адресованных различным звеньям патогенетической цепи. Пра-
вильность такого подхода к построению системы профилактиче-
ских мероприятий наглядно продемонстрировали полеты экипажей
орбитальных станций «Салют» (30, 63, 96, 140, 175, 185 и 211 сут)
и «Скайлэб» (28, 59 и.84 сут). Эти полеты подтвердили способ-
47
ность человека существовать и функционировать на современных
КА при использовании соответствующих средств профилактики,
однако необходимо дальнейшее исследование влияния невесомо-
сти на организм человека.
Космическое пространство не является однородной средой
с постоянными (хотя бы в среднем) свойствами в каждой своей
точке, поэтому конкретные условия полета КА будут зависеть от
области пространства, траектории и продолжительности полета.
В общем случае полет КА будет происходить:
вне планеты, когда все необходимое для нормального сущест-
вования КА и его экипажа должно находиться на его борту;
в условиях глубокого вакуума, что вызывает необходимость
подбора и разработки удовлетворяющих этому условию конструк-
ционных материалов и смазок, обеспечения герметичности отсе-
ков КА, разработки особых средств обеспечения теплового ре-
жима КА и т. п.;
в условиях невесомости, что исключает нормальный конвек-
тивный теплообмен и гидростатическое давление жидкостей, вы-
зывает изменение или нарушение жизненно важных функций че-
ловеческого организма;
в условиях метеорной опасности, которая требует разработки
конструкции, устойчивой к воздействию метеорных частиц;
в условиях радиационной опасности, обусловленной электро-
магнитным и корпускулярным излучениями солнечного и галакти-
ческого происхождения, в связи с чем необходимо обеспечение
радиационной защиты экипажа и устойчивых к воздействию ра-
диации материалов и аппаратуры.
Следует отметить, что при увеличении длительности космиче-
ских полетов как в околоземном пространстве, так и при полетах
к другим планетам роль фактора внешних физических условий
существенно возрастает.
Кроме рассмотренных выше условий полета в космическом
пространстве при разработке КА следует учитывать условия по-
лета на участке выведения на орбиту в составе ракетно-косми-
ческой системы, а для аппаратов, возвращаемых на Землю,—
условия полета на участке спуска в атмосфере и приземления.
Условия полета на участке выведения рассмотрены в книге
«Ракеты-носители» — второй книге серии «Ракетно-космический
комплекс» (М., Воениздат, 1981), а особенности спуска в атмо-
сфере и приземления — в главах 3 и 9 данной книги.
Глава 2
АВТОМАТИЧЕСКИЕ КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ
2.1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Космический аппарат (КА) — аппарат, предназначенный для
полета в космосе или для работы на других небесных телах. От-
личительной особенностью большинства КА является их способ-
ность к длительному самостоятельному функционированию в усло-
виях космического пространства.
В настоящее время прочно утвердилось мнение, что в решении
стоящих перед человечеством глобальных проблем, вызванных
значительным возрастанием активности человеческой деятельно-
сти, в научных исследованиях существенную роль могут сыграть
КА и космические методы изучения Земли и Вселенной.
Космический аппарат по сравнению со всеми использовавши-
мися ранее средствами обладает уникальными возможностями для
проведения исследований и решения задач народного хозяйства.
Его использование позволяет:
перейти от методов дистанционного изучения космического
пространства, Луны и планет к непосредственным измерениям и
исследованиям вплоть до взятия проб атмосферы и грунта пла-
нет;
систематически исследовать Землю и околоземное простран-
ство; отдельные ИСЗ и системы спутников обеспечивают необхо-
димую дискретность обновления информации о Земле, ее облач-
ном покрове, о процессах в атмосфере, околоземном космическом
пространстве и при необходимости — о факторах, связанных
с внешними воздействиями на околоземное пространство и
Землю;
исключить влияние сильных помех Земли (радио-, световых
и т. п.) при проведении исследований, создать за счет глубокого
вакуума и невесомости благоприятные условия для проведения
физических, технических и других экспериментов, которые труд-
но или практически невозможно осуществить на Земле;
создать системы ИСЗ для организации радиосвязи между
удаленными друг от друга районами, для решения задач нави-
гации подвижных средств (судов, самолетов) и т. п.
Научные исследования, проводимые в настоящее время с по-
мощью КА, направлены в основном на изучение:
49
Солнца, Луны и планет (атмосферы и физики планет, космо-
химических процессов, физико-механических свойств неземных
грунтов);
космических лучей;
источников различных электромагнитных излучений в кос-
мосе;
Земли из космоса (природных ресурсов, окружающей среды
идр.);
околоземного пространства (структуры и физики верхней ат-
мосферы, ионосферы и околоземного космоса, радиационных по-
ясов, магнитосферы Земли);
медико-биологических проблем.
По мере развития космической техники все большее значение
приобретают КА, используемые для решения прикладных задач:
организации радиосвязи, навигации, прогноза погоды и т. п.
В Советском Союзе создана система дальней космической свя-
зи на базе спутников связи «Молния», «Радуга», «Экран», «Го-
ризонт». Космическое телевидение, коммерческая междугородная
телефонная, телеграфная и фототелеграфная связь, передача мат-
риц газет в другие города — вот неполный перечень задач, которые
решают сегодня спутники связи. До недавнего времени дальняя
телевизионная, телефонная и телеграфная связь осуществлялась в
основном с использованием кабельных и релейных линий, строи-
тельство которых для отдаленных и особенно труднодоступных
районов требует значительных средств и времени. Спутники связи
в сочетании с наземными магистралями и сетью приемных стан-
ций значительно ускоряют и удешевляют создание единой авто-
матизированной сети.
С середины 60-х годов в СССР для прогноза погоды исполь-
зуются метеоспутники «Метеор». Основа метеорологии — это дан-
ные о состоянии атмосферы и о динамике происходящих в ней
процессов. На Земле имеется более 10 000 метеостанций, которые
регистрируют состояние атмосферы у поверхности Земли, изме-
ряют температуру и плотность воздуха, учитывают осадки, на-
правление воздушных течений и другие параметры. Однако полу-
чаемая ими информация недостаточна для достоверных прогнозов
погоды. Использование спутниковой метеорологии положило на-
чало развитию методов синоптической интерпретации телевизион-
ных и инфракрасных изображений облачного покрова и привело
к разработке метода дистанционного зондирования атмосферы в
целях обеспечения прогноза погоды необходимой количественной
информацией.
За период развития космической техники разработано боль-
шое количество различных космических аппаратов, подразделяе-
мых на два существенно отличающихся друг от друга класса: п и-
лотируемые и автоматические, причем основным кри-
терием этого деления является обитаемость.
Кроме обитаемости КА классифицируют:
по скорости, сообщаемой КА (по траектории полета);
50
по времени активного полета (по продолжительности полета);
по назначению;
по способу ориентации в пространстве;
по наличию и типу двигательных установок (ДУ);
по компоновочным схемам;
по методу управления полетом и др.
По траектории полета КА делят на искусственные спутники
Земли, аппараты для полетов к Луне, к планетам Солнечной си-
стемы и аппараты для полетов с выходом за пределы Солнечной
системы.
Искусственный спутник Земли (ИСЗ) характеризует относи-
тельно небольшое удаление от Земли, периодичность изменения
внешних условий и прохождения над определенными географиче-
скими районами Земли, кратная периоду обращения. ИСЗ совер-
шает полет в поле тяготения и атмосфере Земли, что сказывается
на времени его существования, эволюции орбиты, внешних тепло-
вых потоках и некоторых других факторах. В системах ориен-
тации и управления движением ИСЗ могут использоваться
аэродинамические силы и измерения ионной составляющей атмо-
сферы Земли для обеспечения одноосной длительной ориента-
ции по вектору скорости, гравитационные силы и измерение ин-
фракрасного излучения атмосферы для ориентации на Землю.
Ориентация за счет аэродинамических сил применялась на неко-
торых ИСЗ серии «Космос», гравитационная — как одни из ре-
жимов ориентации орбитальной станции «Салют», инфракрасные
построители вертикали — на многих КА, начиная с КК «Восток»,
ионные датчики — на КК «Союз».
Искусственные спутники Земли по высотам орбит делят на
КА малых, средних и больших высот, причем условными
границами приняты границы зон радиационных поясов Земли,
длительный полет в которых связан с необходимостью решения
проблем обеспечения жизнедеятельности экипажа и работоспособ-
ности аппаратуры.
Высоту полета ИСЗ считают:
малой, если На < Нт1п р. п;
средней, если Нк НтаХ р. п при На Нтт р- п;
большой, если
где Нк и Нл — высоты перигея и апогея * орбиты ИСЗ;
Нт1п р. п и НтаХ?. п — минимальная и максимальная высоты радиа-
ционных поясов Земли.
Практически все используемые пилотируемые ИСЗ относят к
группе аппаратов малых высот, так как длительные полеты на
высотах свыше 400 км требуют значительной по массе радиаци-
онной защиты экипажа.
* Апогей — наиболее удаленная от центра Земли, а перигей — ближайшая
к нему точка орбиты ИСЗ.
51
Автоматические КА представлены всеми тремя группами. Для
решения ряда научных и прикладных задач, в первую очередь для
исследования Земли, структуры и физики атмосферы, ионосферы,
наиболее предпочтительны малые высоты. Автоматические ИСЗ,
относящиеся к КА средних высот, как правило, предназначены
для исследования самих радиационных поясов и космического
пространства в этой области.
Для решения задач, связанных с глобальным обзором Земли,
необходимы высокие орбиты, в том числе и геостационарная, ко-
торая обладает уникальным свойством: спутник, выведенный на
такую орбиту, «висит» над одним и тем же районом земной по-
верхности. Использование ИСЗ, выведенных на геостационарную
орбиту (в сочетании со спутниками, находящимися на других ор-
битах), особенно важно для организации радиосвязи, метеона-
блюдений и т. п.
Космические аппараты для полетов к Луне совершают пере-
лет от Земли до Луны за время около 4 сут, а их система радио-
связи должна обеспечить дальность действия 400—500 тыс. км.
Лунные аппараты в зависимости от характера траектории полета
делят на пролетные, спутники Луны и посадочные.
Наиболее сложными из них являются посадочные аппараты
(т. е. совершающие посадку на Луну), в состав которых входят
устройство, обеспечивающее сохранность и устойчивость КА после
посадки, двигательная установка с двигателями регулируемой
тяги и значительными запасами топлива, а также система обес-
печения теплового режима, рассчитанная на широкий диапазон
изменения внешних тепловых потоков. Аппараты, совершающие
посадку на Луну, могут быть неподвижными и передвигающимися
(луноходы).
Космические аппараты для полетов к планетам Солнечной си-
стемы имеют существенно большие по сравнению с лунными ап-
паратами удаления от Земли и продолжительность полета. Для
обеспечения связи на дальности в сотни миллионов километров
обязательным условием является использование в бортовом ра-
диокомплексе остронаправленной антенны, а в системе управле-
ния— средств наведения антенны на Землю. При больших уда-
лениях от Земли управляющие радиокоманды и информация
о работе систем могут поступать соответственно на борт КА и
в Центр управления полетом с временной задержкой, составляю-
щей десятки минут. В связи с этим бортовая система управления
должна обеспечивать проведение некоторых сложных полетных
операций без непосредственного контроля со стороны Центра
управления полетом за ходом их выполнения.
Как правило, в процессе длительного перелета от Земли к пла-
нете существенно меняются расстояния от КА до Солнца. Это
сказывается на построении системы обеспечения теплового режи-
ма, которая должна быть рассчитана на большие изменения
внешних тепловых потоков.
52
Космические аппараты данного типа классифицируют по пла-
нетам, особенности которых существенно влияют на построение
КА, особенно на КА, совершающие посадку на планету.
2.2.	СОСТАВ
Диапазон размеров и массовых характеристик автоматических
КА очень широк: от KA-карликов с массой в единицы или десятки
килограммов до KA-гигантов, имеющих массу, исчисляемую тон-
нами. Разнообразны и их конструктивно-компоновочные схемы.
Однако, несмотря на значительные внешние отличия, в основе
построения автоматических КА лежат определенные общие зако-
номерности. В общем случае автоматический КА свободен от
ряда ограничений, связанных с разработкой пилотируемого КА,
и имеет большее разнообразие форм, размеров и более широкий,
чем у пилотируемых КА, диапазон массовых характеристик. Ав-
томатические КА более просты по составу бортовых систем, агре-
гатов и конструкции, хотя отдельные их системы и элементы кон-
струкции могут быть более сложными, чем у пилотируемых. Так,
для осуществления стыковки в космосе, для забора лунного грун-
та и доставки его на Землю, для решения задач навигации авто-
матические системы имеют более сложное построение, чем сред-
ства, используемые экипажем.
Состав и построение КА определяют такие факторы, как:
особенность условий космического полета (вакуум, невесо-
мость, радиация и т. п.) и условий совместного полета с ракетой-
носителем (перегрузки, вибрации, акустическое воздействие и т. п.);
необходимость использования для управления полетом КА
наряду с бортовыми средствами управления канала связи с Зем-
лей;
особенность динамики орбитального полета, который в основ-
ном происходит под действием сил тяготения и реактивных сил.
Указанные факторы можно считать общими для любого КА
независимо от его назначения. Условия космического полета тре-
буют введения в состав КА средств, обеспечивающих надежную
защиту аппаратуры от воздействия радиации, вакуума, микроме-
теоров, создания системы терморегулирования для поддержания
температуры КА в пределах, допустимых по условиям обеспече-
ния функционирования всех его элементов. Условия полета, как
правило, не накладывают серьезных ограничений на внешние об-
воды КА и не требуют придания им обтекаемой аэродинамической
формы, характерной для атмосферных летательных аппаратов,
что, в основном, и объясняет многообразие конструктивно-компо-
новочных схем КА. Однако в отдельных случаях, не являющихся
типичными для КА как летательного аппарата, его облик может
определяться требованиями обеспечения полета в атмосфере (на-
пример, спускаемые аппараты или капсулы, совершающие посад-
ку на Землю, автоматические межпланетные станции, предна-
значенные для посадки на планеты, имеющие атмосферу, и т. п.).
53
Для управления полетом автоматический КА должен иметь
в своем составе радиотехнический комплекс и комплекс средств
управления, обеспечивающие так называемый автономный
режим полета КА, при котором управление осуществляется
только бортовыми системами, а также режим с использова-
нием радиоуправления с Земли, при котором предус-
мотрен обмен информацией между КА и наземным комплексом
управления (НКУ) полетом.
Особенностью динамики орбитального полета является то, что
для межорбитальных переходов (изменения высоты, наклонения
или других параметров орбиты, перехода с орбиты на траекторию
спуска на Землю или планету и т. п.) и поддержания определен-
ного положения КА в космическом пространстве, т. е. ориентации,
КА должен иметь реактивную двигательную установку.
В общем случае в состав автоматического КА входят полез-
ная нагрузка, служебные системы, конструкция и двигательные
установки.
Полезная нагрузка — это аппаратура или средства, непосред-
ственно реализующие решение задачи, поставленной перед КА.
Служебные системы обеспечивают функционирование КА в
процессе полета (управление, контроль, электроснабжение, радио-
связь, температурный режим и т. д.). К ним относят:
систему ориентации и управления движением
(СОУД), обеспечивающую постоянную или периодическую ориен-
тацию КА в режиме, необходимом для решения целевых задач по-
лета, управление процессами коррекции орбиты, межорбитальными
переходами, выполнение программных разворотов, закрутки ап-
парата, навигационных измерений и других задач управления дви-
жением;
систему электропитания (СЭП), снабжающую потре-
бителей электроэнергией на всех этапах полета;
систему управления бортовым комплексом
(СУБК), реализующую программно-логическое и электросиловое
управление бортовыми системами;
бортовой радиотехнический комплекс (БРТК)
для связи с наземным комплексом управления полетом с целью
решения задач обмена командно-программной информацией, про-
ведения траекторных измерений, передачи телевизионного изобра-
жения и информации от системы бортовых измерений;
систему бортовых измерений (СБИ) для сбора и
передачи на Землю через собственные передатчики или БРТК те-
леметрической информации о функционировании КА, в том
числе о результатах работы научной аппаратуры, систем и средств
полезной нагрузки;
систему обеспечения теплового режима (СОТР)
для поддержания температуры полезной нагрузки, систем, кон-
струкции и ДУ в необходимом для их функционирования диа-
пазоне.
54
Конструкция — это силовая основа КА, объединяющая все его
составные части в единое целое и обеспечивающая их защиту от
неблагоприятных воздействий космических условий и условий
совместного полета с ракетой-носителем, а также механизмы и
средства, участвующие в выполнении задач полета.
Двигательные установки реализуют управление движением
центра масс КА, изменяя скорость его движения.
Состав и построение КА различных классов рассмотрим иа
примере связного ИСЗ «Молиия-1», автоматической лунной стан-
ции «Луиоход-1» и автоматической межпланетной станции (АМС)
«Веиера-9».
Рис. 2.1. Спутник связи «Молния-1»
Связной ИСЗ «Молния-1» (рис. 2.1) предназначен для ретранс-
ляции телевизионных программ и осуществления дальней теле-
фонной и телеграфной связи, действует с 1965 г. и входит в со-
став системы дальней космической связи, работая совместно с
наземными радиостанциями системы «Орбита». «Молиия-1» — это
космический аппарат массой 1500 кг и максимальным размером
в поперечнике 8 м, выводится на сильно вытянутую эллиптиче-
скую орбиту ИСЗ с высотой апогея 40 000 км, расположенного иад
северным полушарием и периодом обращения 12 ч.
Полезной нагрузкой является бортовой ретранслятор с аитеи-
но-фидериой системой, обеспечивающий прием радиосигнала с
Земли, его усиление и передачу иа Землю. Для обеспечения энер-
гетических характеристик передающего радиоканала используется
остронаправлеииая параболическая антенна, ориентируемая иа
Землю.
Система ориентации и управления движением обеспечивает:
длительную ориентацию ИСЗ на Солнце (для системы электро-
питания) и наведения параболической антенны иа Землю;
55
кратковременную ориентацию и проведение коррекции орбиты
(ориентацию продольной оси по или против вектора скорости
в месте включения корректирующей двигательной установки в за-
висимости от необходимости выдачи тормозного или разгонного
корректирующего импульса, управление двигательной установкой,
стабилизацией во время ее работы);
выдачу управляющих сигналов на электроприводы параболи-
ческой остронаправленной антенны для ее наведения на Землю.
В состав СОУД входят:
чувствительные элементы — оптические датчики ориентации на
Солнце, инфракрасные и оптические датчики ориентации на
Землю;
счетно-решающие и коммутирующие устройства;
исполнительные органы, включающие мотор-маховик гироско-
пического типа (используется также в качестве чувствительного
элемента системы) для поддержания длительной ориентации ИСЗ
и реактивную систему, работающую на запасах газообразного ра-
бочего тела, обеспечивающую стабилизацию ИСЗ при работе дви-
гательной установки и периодический сброс кинетического момен-
та, накапливаемого в результате действия внешних возмущающих
моментов на КА.
Система электропитания (СЭП) состоит из генератора элек-
троэнергии — солнечных батарей, буферных батарей — аккумуля-
торов, накапливающих электроэнергию, расходуемую в сеансах
связи и при проведении коррекции орбиты, блоков логики, кон-
троля и управления.
Система управления бортовым комплексом (СУБК) обеспечи-
вает распределение, коммутацию (включение и выключение) элек-
троэнергии, защиту цепей от короткого замыкания, а также про-
граммно-временное управление основными полетными операциями
(сеансами работы ретранслятора, проведением совместно с СОУД
коррекций орбиты, сеансов связи с наземным комплексом управ-
ления) и включает блоки логики, программно-временные устрой-
ства, блоки силовой коммутации и защиты, бортовую кабельную
сеть.
БРТК состоит из приемопередающих средств, антенно-фидер-
ной системы всенаправленного действия, блоков логики, форми-
рования точного бортового времени, дешифрирования и преобра-
зования командно-программной информации.
Система обеспечения теплового режима обеспечивает поддер-
жание температуры газа в гермоотсеке, температуры ДУ и эле-
ментов, расположенных на внешней поверхности отсека. СОТР
имеет в своем составе радиационные теплообменники холодного
и горячего контуров (установлены снаружи гермоотсека) соответ-
ственно для отвода или подвода тепла к системе, газожидкостные
теплообменники гермоотсека, обеспечивающие температуру газа
отсека, гидравлическую систему (насосы, компенсаторы, трубопро-
воды, жидкость-теплоноситель, арматуру) для переноса тепла
между радиационными и газожидкостными теплообменниками и
56
обеспечения температурного режима элементов внешних устано-
вок, средства управления и контроля (управляющие и телеметри-
ческие датчики, блоки автоматики).
Основой конструкции ИСЗ «Молния-1» является герметичный
цилиндрической формы корпус приборного отсека. К нему с внеш-
ней стороны крепятся панели солнечных батарей СЭП (устанав-
ливаются в рабочее положение после вывода на орбиту), двига-
тельная установка, радиационные теплообменники СОТР, антенны
ретранслятора и БРТК, датчики ориентации на Солнце и Землю,
баллоны с газообразным рабочим телом и микродвигатели испол-
нительных органов СОУД.
Рис. 2.2. «Луноход-1»
Двигательная установка состоит из ЖРД многоразового дей-
ствия, работающего на высококипящих компонентах топлива, ба-
ков для компонентов, системы подачи топлива (вытеснительного
типа) и регулирования работы ЖРД.
«Луноход-1» (рис. 2.2) —подвижная лаборатория массой 750 кг
и максимальным габаритным размером 3 м для изучения Луны
была доставлена на поверхность Луны с помощью автоматической
станции «Луна-17».
Полезной нагрузкой «Лунохода-1» являются системы и сред-
ства для изучения топографических особенностей лунной поверх-
ности и физико-механических свойств грунта: телевизионные си-
стемы (панорамная и малокадровая), спектрометрическая аппара-
тура определения химического состава грунта, аппаратура иссле-
дования радиационной обстановки на поверхности Луны, прибор
для внедрения в грунт штампа, датчики (пути, угла крена, диф-
ферента), уголковый отражатель для лазерной локации и аппа-
ратура исследования рентгеновского космического излучения.
Управление передвижением «Лунохода-1» осуществлялось си-
стемой, включавшей наземную и бортовую части, при этом основ-
57
пая роль в выборе параметров, логики управления и решении на-
вигационной задачи при движении возлагалась на операторов и
наземную аппаратуру. Бортовая часть системы дистанционного
управления обеспечивала реализацию команд операторов и выдачу
на Землю данных об угловом положении «Лунохода-1». СОУД
«Лунохода-1» включала гироскопические датчики курса и верти-
кали, счетно-решающие и коммутирующие блоки.
Функции приема команд управления, передачи на Землю сиг-
налов подтверждения исполнения команд, передачи телевизион-
ного изображения и телеметрической информации выполнял БРТК,
включавший приемопередающие радиоустройства, телевизионную
систему (панорамные камеры для навигации и научных исследо-
ваний и камеры малокадрового телевидения для управления дви-
жением и научных исследований), остронаправленную антенну для
передачи телевизионного изображения и малонаправленную ан-
тенну для обмена с Землей другими видами информации, блоки
преобразования, дешифрирования сигналов, логики и автома-
тики.
Сбор информации, ее хранение и передачу в БРТК обеспечи-
вала СБИ, имевшая датчики, локальные коммутаторы, систему
измерений температур, запоминающее устройство и блоки сопря-
жения.
СОТР должна была обеспечить заданный диапазон темпера-
тур конструкции и приборов как в условиях лунного дня (темпе-
ратура поверхности 400 К), так и в периоды лунной ночи (тем-
пература поверхности 100—120 К). На луноходе использовалась
активная газовая циркуляционная система, включавшая контуры
ндгрева с изотопным источником тепла и охлаждения с радиа-
ционным теплообменником (верхнее днище приборного отсека),
который на время лунной ночи закрывался теплоизолированной
крышкой. Кроме того, в состав СОТР входили средства регулиро-
вания, контроля, управления системой, а также пассивные сред-
ства терморегулирования (тепловые «мосты», изоляция и др.).
Выполняя традиционные для КА функции, СЭП и СУБК со-
стояли из солнечной батареи с механизмом поворота для ориента-
ции на Солнце, буферной батареи для электроснабжения в сеан-
сах связи и в период лунной ночи, средств распределения и ком-
мутации электроэнергии, бортовой кабельной сети, блоков авто-
матики и контроля.
Конструкция лунохода включала приборный отсек в форме
усеченного конуса с выпуклыми верхним и нижним днищами и са-
моходное шасси с 8 колесами, имеющими индивидуальные под-
веску и электрические приводы, и датчиком пройденного пути. На
внешней поверхности отсека располагались антенны БРТК, теле-
визионные камеры, датчики научно-исследовательской аппаратуры,
оптический уголковый отражатель. Компоновочная схема луно-
хода была выбрана с учетом необходимости обеспечения его
устойчивости при перемещении по поверхности сложного
рельефа.
58
Автоматическая межпланетная станция «Венера-9» (рис. 2.3)
предназначалась для изучения поверхности и атмосферы Венеры,
имела массу около 4940 кг и была запущена в июне 1975 г. Она
была выведена на траекторию полета к планете с околоземной
круговой орбиты высотой 170 км. В процессе ее полета к планете
были проведены две коррекции траектории. При подлете к пла-
нете от нее был отделен СА, а сама АМС переведена на орбиту
искусственного спутника Венеры (ИСВ).
Рис. 2.3. АМС «Венера-9»
Полезной нагрузкой станции являлись фотометры для получе-
ния изображения поверхности в оптическом диапазоне и измере-
ния яркости и рассеивающей способности атмосферы, датчики дав-
ления, температуры и перегрузки, анемометр для измерения ско-
рости ветра, спектрометры для измерения химического состава и
содержания радиоактивных элементов, плотномер для определе-
ния плотности грунта.
СОУД станции включала бортовую цифровую вычислительную
машину, блоки логики, гиростабилизированную платформу, опти-
ко-электронные приборы ориентации на Солнце, звезды, Землю,
усилительно-преобразующие устройства и исполнительные органы.
СЭП станции была построена на базе солнечных генераторов элек-
троэнергии и совместно с СУБК обеспечивала электроснабжение
всех потребителей АМС. В состав БРТК входили антенно-фидер-
ные устройства, приемники и передатчики, работающие в различ-
ных диапазонах длин волн, радиоретрансляционная и телеметри-
ческая аппаратура, средства автоматики и контроля. Особенностью
радиотехнического комплекса было использование БРТК станции
(после ее перевода на орбиту ИСВ) в качестве ретранслятора
для передачи на Землю информации от спускаемого аппарата при
его посадке и с поверхности Венеры.
СОТР станции, кроме традиционных задач термостатирования
АМС в процессе космического полета, обеспечивала температур-
59
ный режим СА в процессе его спуска в атмосфере Венеры и при
нахождении на ее поверхности в условиях, когда температура ат-
мосферы и поверхности составляет 730 К. СОТР станции имела
контуры нагревания и охлаждения с радиаторами, многослойную
экранно-вакуумную изоляцию и систему циркуляции газа в гер-
метичном отсеке; кроме того, спускаемый аппарат, имея внешнюю
и внутреннюю теплоизоляцию, был помещен в сферический много-
слойный корпус, предназначенный для его защиты от высокой тем-
пературы ударной волны на начальном участке снижения в атмо-
сфере.
Для коррекции траектории полета от Земли к Венере и для
перевода АМС на орбиту ИСВ предназначалась ДУ с ЖРД и вы-
теснительной системой подачи топлива.
«Венера-9» имела сложную компоновочную схему: собственно
станцию и спускаемый аппарат, способные функционировать после
их разделения как отдельные КА.
Основным силовым элементом станции являлся блок баков ДУ,
имеющий цилиндрическую форму с двумя выпуклыми днищами,
к одному из которых крепился приборный отсек, выполненный в
форме тора, к другому через промежуточный силовой элемент
(переходник) — СА. На внешней поверхности АМС имелись остро-
направленная параболическая антенна, малонаправленные антен-
ны БРТК, оптико-электронные приборы и исполнительные органы
СОУД, радиаторы СОТР, солнечные батареи СЭП, блоки научной
аппаратуры.
Основным силовым элементом СА являлся прочный сферический
корпус, рассчитанный на работу при наружном давлении свыше
10 МПа. На верхней части корпуса находилось жесткое аэроди-
намическое тормозное устройство с цилиндрическим контейнером,
имевшим отсеки для парашютной системы и научной аппаратуры,
а на нижней — посадочное устройство тороидальной формы.
2.3.	ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Проектирование КА начинается с выбора его проектных па-
раметров, исходными данными для которого являются:
технические требования к КА (назначение, область использо-
вания, основные эксплуатационные характеристики и др.);
ограничения, определяющие необходимость использования уже
созданных средств космической техники (ракет-носителей, назем-
ного комплекса управления полетом и др.);
требования по обеспечению технико-экономических и других
показателей.
Проектирование КА имеет три основных этапа:
этап технических предложений позволяет наметить варианты
построения КА и предварительно оценить его проектные пара-
метры;
60
этап эскизного проектирования определяет принципы построе-
ния и основные параметры КА и всех его элементов, при этом
допускает вариантность технических решений по некоторым особо
сложным вопросам;
этап технического проектирования определяет все характери-
стики варианта КА, принятого для реализации, необходимые для
разработки рабочей документации на составные части и на КА
в целом.
Проектирование КА — это проектирование большой системы,
оснащенной сложной и разнообразной по принципам построения
и характеристикам аппаратурой и оборудованием, которые не су-
ществуют как автономные независимо функционирующие средства,
а имеют связи между собой и с другими системами, не входящими
в состав КА.
Основу процесса проектирования КА составляют исследова-
ния, завершающиеся выбором и подтверждением возможности реа-
лизации проектных параметров, обеспечивающих с заданными на-
дежностью и эффективностью решение поставленной перед КА
задачи при условии обеспечения минимальных экономических за-
трат на реализацию проекта, создание и эксплуатацию КА.
Сущность исследований заключается в анализе внутренних
связей в пределах КА и связей КА с другими средствами (внеш-
ние связи).
К внешним относят связи с НКУ, PH, наземным комплексом
подготовки пуска, комплексом средств и космических систем, с ко-
торыми будет взаимодействовать разрабатываемый КА в процессе
полета. Эти связи, как правило, серьезно ограничивают выбор
проектных параметров КА. Так, задачи управления полетом КА
с участием Земли решаются во взаимодействии бортового радио-
технического комплекса и НКУ, при этом, чем лучше приспособ-
лен НКУ вновь разрабатываемого КА к решению конкретных за-
дач, тем проще бортовой радиотехнический комплекс и КА в це-
лом. Однако НКУ является универсальным комплексом и пред-
назначен для управления многими КА различного назначения,
поэтому проектирование нового КА обычно начинают исходя из
использования уже созданного НКУ и лишь в случае, когда его
принцип построения и характеристики препятствуют решению це-
левой задачи, рассматривают возможность изменения его харак-
теристик.
Из этого примера видно, что внешние связи могут серьезно
ограничивать выбор проектных параметров КА, но в некоторых
случаях эти ограничения могут быть сведены к минимуму за счет
одновременной проектной разработки и создания ракеты-носителя,
космического аппарата и средств их обслуживания. Именно таким
путем были разработаны космические программы исследования
планет Солнечной системы с использованием автоматических меж-
планетных станций «Марс», «Венера», программа пилотируемых
полетов космических кораблей «Восток», программа лунных экс-
педиций «Сатурн—Аполлон» и др.
61
Внутренние связи — это связи между элементами КА. В каче-
стве примера рассмотрим СОУД с целью раскрытия характера ее
связей с другими системами, полезной нагрузкой, конструкцией и
двигательными установками. СОУД (рис. 2.4) автоматического
КА имеет, как правило, три главные функциональные составляю-
щие: чувствительные элементы (датчики), бортовой цифровой вы-
числительный комплекс или счетно-решающие блоки и систему
исполнительных органов (в качестве исполнительных органов мо-
гут использоваться
микродвигатели двигательной установки).
Рис. 2.4. Структурная схема СОУД
Кроме того, в состав СОУД входят средства информационно-логи-
ческого и электросилового согласования трех главных составляю-
щих между собой и СОУД в целом с другими системами КА.
Чувствительные элементы (датчики) обеспечивают получение
информации о положении КА в пространстве и о характере угло-
вого движения аппарата. Большую группу датчиков составляют
датчики внешней ориентации — электрооптические приборы, ис-
пользующие в качестве опорных ориентиров Солнце, Землю, Луну
и звезды, а также инфракрасные приборы. Другую значительную
группу представляют гироскопические датчики, функционирование
которых основано на свойствах быстро вращающегося волчка —
гироскопа, способного «запоминать» заданное угловое положение
на длительное время полета. В ряде случаев в качестве датчиков
используют радиотехнические средства (радиовысотомеры, радио-
системы сближения и стыковки, радионавигационное и другое обо-
рудование) .
Сигналы датчиков, преобразованные в бортовом цифровом вы-
числительном комплексе (БЦВК) или блоках логики, поступают
на исполнительные органы, которые создают управляющие мо-
менты за счет использования реактивных сил микродвигателей,
прецессии силовых гироскопов и т. п. В зависимости от решаемой
задачи СОУД должна обеспечивать ориентацию КА с различной
62
точностью: от долей угловых секунд при астроориентации для
научных наблюдений до 10—20° при ориентации солнечных бата-
рей. БЦВК кроме логической обработки сигналов от датчиков
обеспечивает, как правило, управление всеми процессами, свя-
занными с движением относительно центра масс (угловое движе-
ние) и движением центра масс (изменение направления и скоро-
сти движения), включая управление процессами функционирова-
ния двигательной установки.
СОУД имеет тесные и разнообразные связи с БРТК и СБИ.
Через БРТК осуществляются обмен информацией между БЦВК
и наземным вычислительным комплексом, траекторные измерения,
сверка бортового и наземного времени, передача данных о функ-
ционировании СОУД на Землю по радиотелеметрическому каналу
с использованием СБИ.
В свою очередь СОУД обеспечивает выдачу целеуказаний или
непосредственное наведение остронаправленных антенн БРТК,
а иногда и управление другими средствами радиокомплекса.
СОУД, как правило, участвует в синхронизации и управлении
СБИ; в ряде случаев СОУД и СБИ совместно решают задачу
контроля и диагностики функционирования КА в целом. Вообще
БЦВК, как правило, обеспечивает обслуживание всех бортовых
потребителей, нуждающихся в вычислительных средствах. СОУД
тесно связана и с конструкцией. Ее датчики внешнего ориентиро-
вания требуют значительных зон обзора, особой защиты от бли-
ков, не терпят соседства с микродвигателями системы исполни-
тельных органов (СИО) и ДУ, что приводит к затруднению в
размещении на корпусе КА датчиков СОУД и вынуждает приспо-
сабливать конструкцию специально под их установку. Усугубляется
эта задача и проблемами обеспечения точности взаимного поло-
жения оптических и гироскопических датчиков (от угловых минут
до угловых секунд), датчиков и ДУ, датчиков и СИО, иногда дат-
чиков СОУД и датчиков научной аппаратуры. Нередко датчики
«обрастают» блендами, защитными крышками, размещаются на
штаигах.
СОУД предъявляет определенные требования к центровке,
моментам инерции и положению главных осей инерции КА (обес-
печиваются компоновкой и конструкцией КА), определяет пре-
дельно допустимое время полетных операций и характер построе-
ния механизмов, предназначенных для разделения отсеков КА,
стыковки КА в космосе, приведения элементов конструкции и си-
стем в рабочее и транспортное положения и т. п.
При наличии солнечных батарей СОУД обеспечивает их ори-
ентацию на Солнце, а в ряде случаев определяет и режимы за-
крутки или ориентации, необходимые для обеспечения теплового
режима КА. Естественны также связи СОУД с СЭП, СУБК (обес-
печение электропитания), СОТР (обеспечение теплового режима),
ДУ (управление режимами функционирования).
Сложность и многообразие внешних и внутренних связей опре-
деляют в процессе проектирования необходимость одновременного
63
проведения различных исследований, основными из которых яв-
ляются:
исследование возможных принципиальных схем решения целе-
вой задачи;
выбор баллистической схемы полета;
исследование принципов управления полетом, разработка про-
граммы полета;
выбор компоновки и конструктивно-силовой схемы КА;
анализ баланса массовых, электроэнергетических и ресурсных
характеристик КА, определение необходимых запасов компонен-
тов топлива, рабочих тел систем и двигательных установок, рас-
ходуемых в процессе полета;
выбор состава, принципов построения и основных характери-
стик бортовых систем, агрегатов и двигательных установок.
Исследование возможных принципиальных схем решения це-
левой задачи зависит от конкретной поставленной перед КА за-
дачи. Так, задача определения с высокой точностью химического
состава лунного грунта может быть решена либо за счет прове-
дения анализа грунта с помощью средств, доставленных на Луну,
и последующей передачи результатов анализа по радиотелеметри-
ческому каналу на Землю, либо за счет забора грунта и после-
дующей доставки его на Землю. Естественно, что автоматические
КА для реализации этих двух возможных вариантов будут сущест-
венно отличаться по построению, компоновке, массовым и другим
характеристикам, так как первый вариант приведет к развитию
в составе КА средств, обеспечивающих анализ химического состава
грунта, т. е. самой исследовательской аппаратуры, систем ее об-
служивания и радиотехнических средств передачи данных на
Землю, а второй — к оснащению КА средствами забора грунта и
доставки его в возвращаемой на Землю капсуле. В ряде случаев
одновременно с исследованием возможных принципиальных схем
решения целевой задачи необходимы конкретные исследования по
средствам ее реализации. Так, для варианта доставки грунта на
Землю уже на ранней стадии проектирования требовалось прове-
дение комплекса научно-технических исследований, связанных с
выбором принципов построения и характеристик средств забора
грунта, без которых невозможно определить реализуемость дан-
ного варианта и оценить затраты массы, потребную энергетику
СЭП и другие характеристики будущего КА.
Баллистические схемы полета автоматических КА имеют мно-
жество вариантов, каждый из которых приводит КА к цели, но
с различными затратами времени и топлива двигательных уста-
новок. В качестве примера выбора баллистической схемы полета
рассмотрим автоматическую лунную станцию (АЛС), предназна-
ченную для посадки в заданном районе Луны.
Возможны два принципиально отличающиеся варианта балли-
стической схемы полета АЛС: первый — «прямая» посадка, т. е.
посадка непосредственно с траектории перелета Земля—Луна без
выхода на орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ), и вто-
64
рой — посадка с предварительным выведением АЛС на орбиту
ИСЛ. Первый вариант был реализован в программах «Сервейер»,
«Луна» (при мягкой посадке АЛС «Луна-9»), второй — при вы-
садке «Луноходов», в программе «Аполлон» и АЛС для доставки
лунного грунта. При выведении станции на орбиты ИСЛ возмож-
ны также варианты баллистических схем, отличающиеся последо-
вательностью формирования и параметрами орбит ИСЛ. Надеж-
ность и точность посадки в заданный район Луны в баллистиче-
ских схемах второго варианта существенно выше, чем первого,
однако суммарное время полета от старта с Земли до посадки
во втором варианте значительно (в 1,5—2 раза) больше. Балли-
стическая схема полета определяет также требования к системе
ориентации и управления движением (необходимые режимы ори-
ентации, требуемые точности ориентации, точности стабилизации
при работе ДУ и т. д.), к двигательным установкам (тяге, необ-
ходимости и пределам ее регулирования, запасам топлива и т. п.),
к распределению ресурсов топлива по этапам полета, а также
к проведению динамических операций, их последовательности и
т. п., т. е. к программе полета. Как показали комплексные иссле-
дования, проведенные при разработке лунных КА, второй вариант
баллистических схем является более предпочтительным. В связи
с этим с середины 60-х годов в программах, предусматривающих
посадку КА на поверхность Луны, используются баллистические
схемы с предварительным выведением КА на орбиту ИСЛ.
Программа полета определяет последовательность про-
ведения и характеристики полетных операций, их взаимосвязь,
а также взаимодействие бортовых и наземных средств комплекса
управления в процессе всего полета КА. Кроме временных харак-
теристик и увязки функционирования всего комплекса взаимодей-
ствующих в процессе полета средств программа формирует требо-
вания к запасам расходуемых компонентов и является основой
расчета их расхода в полете.
Значительное место при проектировании КА отводится выбору
его компоновки.
Некоторые КА имеют достаточно простые внешние обводы и
простую компоновочную схему. Для простой компоновочной схе-
мы КА, как правило, выполненной в виде одного отсека, харак-
терны обводы, представляющие геометрически правильную или
близкую к ней конфигурацию, обычно симметричного вида
(рис. 2.5), что не исключает наличия выносных элементов типа
антенн, датчиков и т. п., выходящих за пределы конфигурации
основных обводов.
Для сложной компоновки (рис. 2.6) характерны многоотсечные
схемы, представляющие сочетание отсеков, агрегатов и двигатель-
ных установок различной конфигурации. Как правило, такая
компоновка усложнена элементами соединения и отделения от-
секов.
Сложны, и компоновочные схемы, не имеющие ярко выражен-
ных отсеков, объединяющие с помощью силовой конструкции от-
3 Космические аппараты	65
Рис. 2.5. Простые компоновочные схемы КА:
я—АЛС «Луна-1» (СССР); б — научно-исследовательский ИСЗ «Ариабата» (Индия);
в — ИСЛ «Луна-10» (СССР)
Рис. 2.6. Сложные компоновочные схемы КА:
а — АМС «Венера-5» (СССР); б — АМС «Вояджер» (США)
66
дельные агрегаты, блоки приборов и оборудования, причем каж-
дая составляющая такой компоновочной схемы имеет свою, не-
зависимую от других составляющих конфигурацию.
Основные факторы, определяющие специфику построения КА
как летательного аппарата (см. раздел 2.2), в значительной сте-
пени определяют и выбор компоновочной схемы КА. Однако кро-
ме них на облик — компоновку конкретного КА влияют:
специфика целевой задачи и особенности полезного груза;
требования бортовых систем, агрегатов, двигательных уста-
новок к компоновке и конструкции;
условия размещения на ракете-носителе;
необходимость оптимизации характеристик, в первую очередь
массовых.
Для иллюстрации закономерностей, определяющих общую ком-
поновочную схему автоматического КА, рассмотрим автоматиче-
скую лунную станцию «Луна-16».
Автоматическая лунная станция «Луна-16» (рис. 2.7) предна-
значалась для взятия пробы лунного грунта и доставки его на
Землю и состояла из посадочной и взлетной (ракета Луна—Зем-
ля) ступеней. Посадочная ступень обеспечивала участок перелета
от Земли до Луны и мягкую посадку станции на Луну, причем
коррекция орбит, сход с орбиты ИСЛ и гашение скорости для
обеспечения мягкой посадки осуществлялись двигательной уста-
Рис. 2.7. Автоматическая лунная станция «Луна-16»
новкой посадочной ступени. После взятия грунта и переноса его
в возвращаемый аппарат взлетная ступень АЛС обеспечивала
старт с Луны, перелет от Луны к Земле и доставку возвращаемого
аппарата в заданный район Советского Союза.
з*
67
Взлетная ступень состояла из сферического возвращаемого ап-
парата, приборного отсека, топливных баков и двигательной уста-
новки и была смонтирована на посадочной ступени. Посадочная
ступень включала приборный отсек, топливные баки, двигатель и
некоторые другие элементы, объединенные в единую силовую кон-
струкцию, к которой крепилось посадочное устройство. Посадоч-
ное устройство служило для гашения энергии удара станции в мо-
мент ее касания поверхности Луны с ограничением действующих
на станцию перегрузок и для обеспечения ее устойчивости на по-
верхности Луны в целях сохранения после посадки положения,
необходимого для старта взлетной ступени. На внешней поверх-
ности посадочной ступени были установлены штанга с буровым
механизмом, антенны и другие элементы.
Возможны и другие варианты компоновочных схем АЛС
(рис. 2.8). Первая АЛС, совершившая мягкую посадку на Луну
(«Луна-9»), имела сферическую форму и массу 100 кг; ее поса-
дочное устройство было выполнено в виде мягкой надувной сфе-
рической оболочки, защищавшей станцию со всех сторон (поса-
дочное устройство и средства вертикализации составляют при-
мерно 30% массы всей станции). После гашения удара о поверх-
ность и успокоения амортизатор сбрасывался, а станция, раскры-
вая «лепестки», устанавливалась нижней частью к поверхности.
Станция «Луна-16» при ее посадке на Луну имела массу
1900 кг — максимально допустимую при использовании разрабо-
танной PH. Применение старых принципов построения посадочного
устройства не обеспечивало выполнение задачи доставки грунта
с Луны. Необходимы были принципиально новые решения в по-
строении АЛС и ее компоновочной схемы. Таким решением стал
переход от сферического посадочного устройства (как у «Луны-9»)
к устройству с амортизаторами направленного действия, рассчи-
танному на строго определенную ориентацию станции в момент
касания лунной поверхности. Могло быть несколько вариантов ре-
шения этой задачи: кольцевой амортизатор на донной поверхности
посадочной ступени с сохранением отверстия для камеры ЖРД;
многоопорные схемы с разным числом опор и размещением амор-
тизаторов в различных силовых элементах посадочного устрой-
ства и т. д. Остановившись на использовании амортизаторов на-
правленного действия, необходимо было определить основные тре-
бования к посадочному устройству и выявить факторы, от которых
зависят его характеристики.
Учитывая, что рельеф лунной поверхности достаточно сложен,
в качестве расчетной была принята модель поверхности с общим
уклоном, выпуклыми неровностями и кратером, соизмеримым с
размерами посадочного устройства. Исходными данными для рас-
чета посадочного устройства и определения его базы (максималь-
ного расстояния между опорами, касающимися грунта) кроме мо-
дели поверхности Луны стали геометрические и инерционные ха-
рактеристики КА, ограничения по допустимым перегрузкам и дру-
гие данные.
68
Рис. 2.8. Компоновочные схемы автоматических лунных станций (варианты):
а — с отделением КА и сферическим амортизатором; б — г — без отделения КА; 1 — двигательная установка: 2 — КА; 3 — лунное поса-
дочное устройство
В общем виде база посадочного устройства АЛС
В = /7(щАлс:	,l> J'> а> <Г> К “)•
(2.1)
где /пАЛС — масса АЛС;
ЛцТ — высота центра тяжести;
п — допустимая перегрузка;
J — моменты инерции;
а — расчетный уклон посадочной поверхности Луны;
q — удельная плотность лунного грунта;
V и со — линейная и угловая скорости АЛС при соприкоснове-
нии с поверхностью Луны.
Параметры /пАЛС, Нцт, J, п определяют массово-инерционные
и геометрические характеристики АЛС и допустимые нагрузки на
нее; a, q — характеристики поверхности и грунта Луны; V, со —
параметры движения АЛС при ее соприкосновении с лунной по-
верхностью.
Возрастание параметров /пАЛС, Нцт, a, q, V, со приводит к уве-
личению базы В посадочного устройства для обеспечения устой-
чивости АЛС. Расчеты показали, что с ростом базы В существен-
но увеличивается масса посадочного устройства и АЛС в целом,
что одним из основных путей уменьшения массы является разме-
щение тяжелых элементов станции в ее нижней части, т. е. смеще-
ние центра тяжестиАЛС вниз.
Использование посадочных
устройств направленного дей-
ствия позволило существенно
уменьшить их относительную
массу и применительно к АЛС
«Луна-16» обеспечить реше-
ние технически очень слож-
ной задачи — доставки грунта
г Луны при условии исполь-
зования разработанной ранее
р а кеты-носител я.
В ряде случаев проектная
разработка КА приводит к
необходимости «гипертрофиро-
ванного» построения отдель-
ных его составляющих. При-
мерами таких КА могут слу-
жить автоматические «КА-ан-
тенны», облик которых опре-
деляет комплекс бортовых ан-
тенн (рис. 2.9), «КА-телескоп» (рис. 2.10), КА, компоновка кото-
рых базируется на конструкции двигательной установки, имеющей
большие запасы топлива, или КА, габариты которых определя-
ются сильно развитыми поверхностями солнечных батарей системы
70
Рис. 2.9. «KA-антенна» (спутник свя-
зи ATS-VI)
электропитания, и т. д. Появление космических аппаратов типа
«KA-антенна» диктуется физическими закономерностями, и в пер-
вую очередь законами распространения радиоволн. Для иллюстра-
ции рассмотрим упрощенную схему расчета энергетики линии свя-
зи КА—Земля.
Рис. 2.10. «КА-телескоп» (телескоп-спутник-обсерватория ST)
Мощность электромагнитных волн, проходящих через площадку
в 1 м2, перпендикулярную направлению на источник излучения
(всенаправленная диаграмма передающей антенны)
Р = ^-,	(2.2)
4itz?3 ’	' f
где Рпер — мощность передатчика;
D — дальность от передатчика до приемника.
Мощность, поступающая на вход приемника
р _ РпеР5эФ	(Л оч
где 5Эф — эффективная площадь приемной антенны.
Мощность сигнала на входе приемника с учетом направлен-
ности передающей антенны и потерь
Р ___ ^пер$эфО’]Пер£	[е) .
с —
где т]пер — коэффициент полезного действия передатчика;
G — коэффициент направленного действия;
L — коэффициент, определяющий, во сколько раз умень-
шается мощность принимаемого сигнала при прохож-
дении через атмосферу и межпланетный газ.
Однако даже мощный сигнал не может быть зарегистрирован
из-за помех, что вызывает необходимость превышения мощности
71
сигнала над мощностью шумов, называемое отношением сигнал/
шум,
Рс PnepS^G^nepL	{rt
Рш — 4^РШ •
Таким образом, дальность радиосвязи
D = 1 / Рпер^пер£ ,	(2 б)
У 4кРш(-^)
\ “ш /мин
/Рс\
где [—£) —реальная чувствительность приемника.
\Рцг /НИН
Анализ выражения (2.6) показывает, что увеличение дально-
сти радиосвязи при неизменной скорости передачи информации
возможно за счет увеличения мощности передатчика, направлен-
ности передающей антенны, эффективной площади наземной ан-
тенны и коэффициента полезного действия передатчика. Кроме
того, увеличения дальности можно достигнуть и за счет выбора
диапазона частот, в котором сокращаются потери в атмосфере, и
некоторых других факторов.
В формуле (2.6) на первом месте стоит мощность передатчика.
Можно ли за счет ее увеличения при всенаправленной
передающей антенне обеспечить связь с межпланетными
автоматическими станциями? Рассмотрим это на примере
передатчика первого спутника Земли, имевшего мощность 1 Вт и
дальность связи 10000 км. Для увеличения дальности связи до
100-106 км необходимо увеличить мощность передатчика в 108 раз,
что составит 100000 кВт и будет соответствовать мощности сред-
ней земной электростанции. Вот почему при больших дальностях
связи борьба идет за все потенциальные возможности увеличения
энергетики линии связи. Наиболее эффективным, как правило,
оказывается увеличение коэффициента направленного действия
бортовой антенны КА, которое приводит к необходимости созда-
ния, как правило, остронаправленной параболической антенны.
В связи с этим автоматические межпланетные станции даже при
обеспечении относительно малых скоростей передачи информации
оснащаются антенной с высоким коэффициентом направленного
действия.
Потребность в остронаправленной антенне значительных раз-
меров может появиться и при небольших удалениях КА от Земли
в случаях, когда радиолиния должна обеспечивать высокую ско-
рость передачи информации.
В конечном счете увеличение скорости передачи информации
вызывает увеличение отношения сигнал/шум
c = wlog2(l + ^),	(2.7)
где С — скорость передачи информации;
w — ширина полосы частот.
72
Как правило, наиболее рациональным способом увеличения
скорости передачи информации является повышение коэффициента
направленного действия антенны; поэтому некоторые спутники-ре-
трансляторы, выводимые на сильно вытянутую эллиптическую
или геостационарную орбиту ИСЗ, имеют параболические ан-
тенны, которые иногда существенно превышают размеры от-
секов с аппаратурой, т. е. все остальные, вместе взятые, эле-
менты КА.
Основой проектной разработки любого нового КА является
опыт разработки его предшественников и поиск новых принципов
построения КА.
Комплексная разработка, включающая одновременные иссле-
дования основных характеристик КА, его внутренних и внешних
связей — обязательное условие оптимизации его проектных пара-
метров. Оптимизацию осуществляют, как правило, по комплексу
показателей, основными из которых могут быть: надежность, стои-
мость, массово-энергетические характеристики, сроки разработки
и др.
Так, при оптимизации, например, по стоимости из всех воз-
можных технических решений, приводящих к достижению целевой
задачи КА, должно быть выбрано решение, обеспечивающее ми-
нимальные экономические затраты на разработку и эксплуатацию
данного КА.
Для оптимизации проектных параметров КА строится его м а-
тематическая модель — совокупность математических вы-
ражений, описывающих КА и устанавливающих количественные
связи между заданными условиями проектирования, оптимизируе-
мыми проектными параметрами и критерием эффективности, т. е.
математический эквивалент показателя (или показателей) совер-
шенства КА. Требования к модели противоречивы: с одной сторо-
ны, она должна быть достаточно полной и учитывать все важней-
шие факторы, от которых существенно зависит критерий эффек-
тивности, с другой — достаточно простой, определяющей в удобной
(желательно — аналитической) форме зависимость между входя-
щими в нее параметрами. Построение математической модели —
наиболее важная и ответственная часть исследования, требующая
глубоких знаний не только и не столько в математике, сколько
в существе моделируемых взаимосвязей КА. Методика оптимиза-
ции учитывает этапы проектирования КА и предусматривает ис-
пользование ряда последовательных приближений при выборе его
проектных параметров.
На первом этапе проектирования основное внимание при опти-
мизации уделяют принципам построения КА, требованиям ко всем
его составным элементам и средствам, с которыми он взаимодей-
ствует, а также факторам, наиболее сильно влияющим на надеж-
ность выполнения задачи полета, массовые и энергетические ха-
рактеристики. На этом этапе также определяют вопросы, связан-
ные со спецификой целевой задачи, с которыми ранее космическая
техника не встречалась и по которым необходимы глубокие изы-
73
скания, научные и опытно-конструкторские работы. На последую-
щих этапах оптимизации выбирают характеристики всех элемен-
тов КА, проводят уточнение его проектных параметров.
По мере развития космической техники совершенствуется и
методика проектирования КА, которые постоянно усложняются в
связи с необходимостью решения новых сложных задач.
Сегодня в космических программах роль автоматических КА
значительна, и в будущем космические программы должны
строиться на разумном сочетании запусков пилотируемых и авто-
матических КА. В связи с этим у автоматических КА есть не
только прошлое и настоящее, а и большое будущее.
Главе 3
ПИЛОТИРУЕМЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ
3.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И ОСОБЕННОСТИ
Пилотируемый космический корабль — это космический аппа-
рат, предназначенный для полета людей и имеющий все необходи-
мые средства для работы при выведении на орбиту (с помощью
PH), выполнения задач полета в космосе и возвращения экипажа
на Землю. Обязательными признаками пилотируемого космическо-
го корабля (КК) являются наличие на борту экипажа и способ-
ность осуществлять полет по замкнутому циклу: Земля — космос—
Земля.
Задачи полетов и направления использования
Первые космические корабли — советский «Восток» и амери-
канский «Меркурий» — предназначались для первых полетов че-
ловека в космос и были относительно просты по конструкции и
используемым системам.
Разработка КК «Восход» и «Джемини» позволила провести
серию технических экспериментов, а создание и эксплуатация КК
«Союз» и «Аполлон», включая их совместный полет, положили
начало использованию пилотируемых КК в транспортных полетах
к долговременным орбитальным станциям, в дальних космических
полетах, в операциях по спасению в космосе и т. п. Таким обра-
зом, На первый план вышла практическая направленность косми-
ческих полетов, а решаемые при этом задачи стали определяющим
фактором в разработке пилотируемых КК.
Космическая техника является относительно молодой и бурно
развивающейся отраслью промышленности, а фундаментальные
задачи освоения космоса находятся в стадии становления. Это за-
трудняет четкую классификацию пилотируемых КК, однако одним
нз признаков классификации можно считать уже сложившиеся или
прогнозируемые на будущее основные направления использования
КК: полеты одиночных кораблей; экспериментальные орбитальные
полеты; транспортные полеты пилотируемых КК; дальние полеты
КК; полеты космических кораблей — спасателей; полеты пилоти-
руемых КК для ремонта или сборки на орбите.
Полеты одиночных кораблей (автономные полеты) по орбитам
искусственного спутника Земли начинали освоение космического
75
пространства. КК «Восток» и «Меркурий» были специально раз-
работаны для таких полетов. В настоящее время для автономных
полетов используются КК, созданные в других целях и дорабо-
танные для выполнения конкретной задачи полета. Так, при по-
лете доработанного корабля «Союз-13» (1973 г.) был проведен
ряд исследований, включая астрофизические, а при полете КК
«Союз-22» (1976 г.)—фотографирование территории СССР в ин-
тересах народного хозяйства.
Экспериментальные орбитальные полеты имеют целью прове-
дение технических экспериментов. Например, на КК «Восход» и
«Джемини» отрабатывались средства выхода человека в косми-
ческое пространство (1965 г.), а на КК «Джемини-8» совместно
с ракетной ступенью — методы сближения и стыковки (1966 г.).
Большое значение имел полет КК «Союз-4» и «Союз-5»
(1969 г.), в котором была выполнена их стыковка и переход двух
космонавтов из корабля в корабль через открытый космос.
Транспортные полеты пилотируемых КК к долговременным
станциям предназначены для доставки на борт станций экипажа
и его возвращения на Землю, а также транспортирования неболь-
шого груза. Такими были полеты КК «Союз» к станциям «Салют»
и транспортного варианта КК «Аполлон» к станции «Скайлэб».
Дальние полеты КК проводились по американской программе
«Аполлон», в ходе которой была осуществлена первая посадка
на Луну пилотируемого КА (20 июля 1969 г.). В Советском Союзе
был разработан КК-станция «Зонд», который впервые совершил
после облета Луны вход в атмосферу Земли со второй космиче-
ской скоростью сначала по баллистической траектории с посад-
кой в Индийский океан («Зонд-5», сентябрь 1968 г.) и затем по
траектории управляемого спуска с приземлением на территории
СССР («Зонд-6», ноябрь 1968 г.). Этот экспериментальный ко-
рабль мог быть оборудован и как пилотируемый.
Космические корабли-спасатели предназначены для спасения
экипажей терпящих бедствие пилотируемых КК и станций и пред-
ставляют новое возможное направление использования. В задачи
программы «Союз»—«Аполлон» входила разработка и проверка
в полете экспериментальных совместимых средств сближения и
стыковки, необходимых не только для совместных полетов, но и
для операций по спасению.
Полеты пилотируемых кораблей для ремонта или сборки на
орбите — обязательный компонент будущих программ. Создание
больших конструкций на орбите (например, электростанций или
антенн) может потребовать прямого участия человека в операциях
сборки или ремонта.
Особенности пилотируемых КК
Появление человека на борту существенно изменяет облик кос-
мического аппарата, его характеристики, подход к проектирова-
нию и разработке. Это связано не только с необходимостью обес-
76
печения человека всем необходимым для жизни в необычных для
него условиях космического полета, но и с возможностью орга-
низации ручного управления полетом космического корабля (КК)
и работой его систем. Иные основы лежат в подходе к постановке
и реализации целей полета, так как необходимо учитывать раз-
личные аспекты деятельности экипажа и его безопасность. Особен-
ности пилотируемых КК определяются, в частности, следующими
основными факторами: возвращением на Землю; условиями жиз-
ни и деятельности экипажа; безопасностью полета.
Возвращение на Землю является обязательной операцией для
каждого пилотируемого КК. При выполнении орбитального полета
в этих целях осуществляется торможение КК для перехода на
траекторию спуска. Для дальних полетов необходимы коррекции
траектории возвращения. Это требует наличия у КК силовой уста-
новки для изменения траектории движения и ряда других систем
(например, системы ориентации и управления движением, системы
ее исполнительных органов, системы электропитания).
Для возвращения на Землю пилотируемый КК должен иметь
средства защиты от аэродинамического нагрева и средства посад-
ки. Обычно спуск и приземление экипажа осуществляются в спе-
циализированном отсеке — спускаемом аппарате (СА).
При его разработке должны быть обеспечены устойчивость его
движения, достаточная точность посадки и переносимость экипа-
жем перегрузок (см. раздел 3.5).
Условия жизни экипажа в космическом полете могут быть
обеспечены только внутри герметичной оболочки, для чего каж-
дый пилотируемый КК имеет герметичный отсек с атмосферой,
пригодной для дыхания и постоянно обновляемой. Наилучшими
являются давление и состав газа, естественные для человека и со-
ответствующие земным на уровне моря. Такие условия выдержи-
ваются на КК «Союз» и «Союз Т» и станции «Салют», на КК
«Аполлон» принята чисто кислородная атмосфера с пониженным
давлением.
Объем и размеры жилого отсека должны позволять человеку
делать привычные движения (например, распрямляться в полный
рост) и соответствовать задачам и длительности полетов. Первые
космические корабли «Восток», «Меркурий», «Восход» и «Джеми-
ни» из-за жестких требований по снижению их массы имели тес-
ные кабины, кабины КК «Союз» и «Аполлон» были существенно
увеличены. В жилом отсеке должны поддерживаться нормальные
условия по температуре, что приводит к необходимости разработки
систем терморегулирования.
Жизнь человека связана с питанием, отправлением естествен-
ных нужд, личной гигиеной и сном. Это предопределяет наличие
на борту достаточных запасов пищи и воды, средств санитарно-
гигиенического обеспечения, различных предметов туалета и ги-
гиены, а также соответствующих принадлежностей и приспособ-
лений для сна. Причем все это должно быть рассчитано на ис-
пользование в условиях замкнутого объема и невесомости.
77
В полете экипаж подвергается различным воздействиям, изме-
няющимся по этапам полета. Одной из главных задач при проек-
тирдвании пилотируемого КК является защита экипажа от этих
воздействий и снижение их уровня, т. е. обеспечение переносимо-
сти условий космического полета.
Деятельность экипажа, связанная с управлением полетом КК
и выполнением ручных операций, существенно влияет на конструк-
цию и системы КК. Управление полетом требует наличия рабочих
мест, рационально организованных и позволяющих наблюдать
внешнюю обстановку, получать информацию о работе систем КК,
вести радиосвязь с Землей и другими пилотируемыми КА, поль-
зоваться бортовой документацией, выбирать режимы работы си-
стем КК, включать и выключать их, осуществлять ориентацию и
маневрирование на орбите, сближение и стыковку, а при наличии
на борту вычислительных машин — управлять их работой. Тради-
ционно рабочее место состоит из кресла, пульта и ручек управле-
ния, иллюминаторов и оптических приборов для наблюдения.
В полете экипаж работает со многими элементами бортового
оборудования, расположенными в объеме кабины экипажа (неко-
торые агрегаты системы обеспечения жизнедеятельности, снаря-
жение экипажа, ручные механизмы, научная аппаратура и т. п.).
В транспортных полетах (например, полет КК «Союз» к стан-
ции «Салют») с переходом экипажа необходимы стыковочные аг-
регаты с жестким соединением КК и станции и с герметизацией
образующегося переходного туннеля, люк в стыковочном агрегате
и система контроля герметичности стыка. Эти же особенности при-
сущи КК «Аполлон», где предусмотрен переход из орбитального
корабля в экспедиционный модуль и обратно. В эксперимен-
тальной программе «Союз»—«Аполлон» американской стороной
был разработан специальный стыковочный модуль для перехода
экипажей при несовместимых атмосферах внутри космических
кораблей.
Если предусматривается выход человека в открытый космос,
на борту корабля должны быть скафандры с соответствующей си-
стемой обслуживания, а сам корабль должен иметь шлюзовую
камеру (КК «Восход»). В качестве шлюзовой камеры может ис-
пользоваться один из отсеков корабля или станции (КК «Союз»,
станция «Салют»); выход может осуществляться и непосредст-
венно из кабины экипажа (КК «Джемини»); в этом случае
должна иметься система сброса и восстановления атмосферы
и открываемый в космосе люк.
Безопасность полета имеет принципиальное значение при созда-
нии пилотируемого КК и обеспечении его высокой надежности.
Для любого КА в начале разработки задается и затем подтвер-
ждается вероятность успешного выполнения задачи, или надеж-
ность выполнения программы полета, а для пилотируемых КК
в дополнение к этому — вероятность обеспечения безопасности
экипажа, или степень безопасности полета. Оба критерия опреде-
ляются некоторыми контрольными значениями и обычно задают-
78
ся— первый — на уровне 95—98%, второй — 99% и выше. Эти
значения, не выражая степень действительного риска, являются
расчетной оценкой эффективности комплекса мероприятий, прово-
димого в процессе разработки КК, их экспериментальной отработ-
ки и эксплуатации ради успешного выполнения программы полета
и максимального исключения влияния опасных для жизни чело-
века происшествий и условий.
Требования по безопасности влияют на облик корабля, харак-
теристики его систем, на ракетно-космическую систему в целом
и на схему полета. Помимо обеспечения надежности систем про-
водится их функциональное резервирование, автоматические ре-
жимы работы дополняются ручными, вводятся специальные сред-
ства спасения экипажа при авариях, устанавливаются дублирую-
щие приборы, механизмы и т. д. Так, особенностями КК «Союз»
по сравнению с беспилотными КА являются резервирование пара-
шютной системы, ручные режимы ориентации, комплекс средств
спасения при разгерметизации жилых отсеков и т. п.
При создании пилотируемого КК большое внимание уделяют
анализу нештатных ситуаций (отказы, отклонения от заданных
режимов или аварии) и путей выхода из них. В процессе разра-
ботки такой анализ позволяет обосновать выбор решений по ре-
зервированию и необходимым дополнительным энергетическим
запасам (топливо, электроэнергия), а при подготовке полета —
разработку планов действий в нештатных ситуациях (см. гла-
ву И).
Космический корабль и ракетно-космический комплекс
Пилотируемый КК существенно влияет на весь ракетно-косми-
ческий комплекс (РКК), вызывая определенные изменения в его
структурных элементах по сравнению с беспилотными КА. Эти
изменения связаны с установкой систем, характерных для пило-
тируемого полета, необходимостью работ по обслуживанию эки-
пажа, повышенными требованиями по оперативному контролю и
планированию полета и с обеспечением деятельности и безопас-
ности экипажа на всех этапах полета.
Ракета-носитель пилотируемого КК оснащается специальными
элементами для распознавания отказов и отклонений от нормаль-
ных режимов работы. Для спасения экипажа в случаях, когда не-
обходимо своевременное прекращение полета при возникновении
опасных ситуаций или выведение становится невозможным, уста-
навливается система аварийного спасения (подробнее см. гла-
ву 10). Эти особенности заметно влияют на конструкцию PH и
решение таких вопросов, как расчетные нормы нагружения, проч-
ность, аэродинамические характеристики, параметры траектории
выведения, зоны падения отделяемых элементов и т. д. К PH
предъявляются высокие требования по надежности как в целях
повышения вероятности выведения КК на орбиту, так и по сооб-
79
ражениям безопасности экипажа. Кроме мер технологического ха-
рактера при изготовлении и сборке вводится резервирование си-
стем и агрегатов, например систем управления и электропитания.
На ступенях PH, имеющих несколько двигателей, могут устанав-
ливаться системы диагностики, способные обнаружить отказ дви-
гателя и обеспечить его выключение. Дальнейший полет в этом
случае продолжается на пониженной общей тяге.
Немалое значение имеет вид применяемого на PH топлива.
Известно, что двухкомпонентные высококипящие топлива типа
«азотная кислота — ди мети лги др азин» обладают высокой токсич-
ностью, которая при авариях на старте, а также на участке вы-
ведения в случае посадки СА в районе падения ракетного блока
создает повышенную опасность для экипажа и обслуживающего
персонала. Поэтому для пилотируемых РКС используются «бла-
городные» компоненты топлива: «керосин — кислород» или «водо-
род — кислород», обеспечивающие в то же время высокий удель-
ный импульс двигателей.
Техническая позиция пилотируемых КК оснащена большим ко-
личеством контрольно-испытательной аппаратуры и монтажно-сты-
ковочного оборудования, комплектуемого с учетом особенностей
КК, и отличается повышенными требованиями по чистоте. В мон-
тажно-испытАтельном корпусе или отдельном здании предусмат-
ривается помещение для подготовки экипажей. Для доставки эки-
пажей на стартовую позицию используется специальный авто-
транспорт.
Стартовая позиция так же, как и техническая, оборудуется
с учетом особенностей конструкции и подготовки пилотируемого
КК к пуску. В частности, такими особенностями являются подъем
экипажа на уровень КК с помощью лифтов, его посадка в КК
со специальной площадки, выполнение обслуживающим персона-
лом заключительных операций, включая контроль герметичности,
и подготовка системы аварийного спасения.
Для срочной эвакуации экипажа и персонала с верхних уров-
ней стартового сооружения предусматриваются специальные сред-
ства (подробнее см. книгу «Космодром»).
Для командно-измерительного комплекса во время пилотируе-
мого полета характерно максимальное использование наземных
пунктов, плавучих командно-измерительных средств и связи че-
рез спутники-ретрансляторы. Работу Центра управления полетом
отличает ведение радиосвязи с экипажем, контроль и планирова-
ние его деятельности и отдыха и обязательный круглосуточный по-
сменный режим работы персонала.
Поисково-спасательный комплекс приводится в готовность еще
до старта пилотируемого КК, исходя из необходимости поиска СА
и эвакуации экипажа при возможных авариях PH. Особенностью
работы комплекса по сравнению с обслуживанием беспилотных
КА является резкое увеличение привлекаемых средств (самолеты,
вертолеты, плавсредства и др.), организация радиосвязи с экипа-
жем, его медицинское обеспечение и эвакуация.
80
3.2.	ЭТАПЫ И СХЕМА ПОЛЕТА
Этап полета — это характерный участок, который отличает или
определенное состояние КК, или выполняемый режим, или решае-
мая на участке промежуточная задача полета. Деление на этапы
в известной степени условно.
Схема полета — последовательность операций, обеспечивающих
выполнение задачи полета, т. е. укрупненный план полета. Часто
выделяют баллистическую схему полета, как последовательность
динамических операций, формирующих необходимые траектории.
Характерные этапы полета
Выведение на орбиту, или активный участок, представляет со-
бой один из наиболее ответственных и напряженных этапов по-
лета КК. Этап критичен из-за возможных аварий PH, создающих
опасность для жизни экипажа.
На участке выведения работают служебные системы КК (за-
действована система регенерации атмосферы, ведется радиообмен
с экипажем, передается телеметрическая информация, телевизион-
ное изображение кабины КК и др.), а система аварийного спасе-
ния находится в режиме контроля параметров аварийности и го-
това к действию. По ходу полета в соответствии с программой вы-
ведения происходит сброс ДУ САС, а затем головного обтекателя
PH (если он имеется) после выхода РКС из зоны больших ско-
ростных напоров.
Состояние КК резко изменяется при обнаружении аварии PH.
Автоматически или по команде, которая может быть выдана эки-
пажем или с наземных пунктов, САС приводит в действие спе-
циальные средства и штатные системы для спасения экипажа, со-
став которых, темп и последовательность работы зависят от участ-
ка полета, на котором произошла авария.
Начальный участок орбитального полета характеризуется под-
готовкой КК к дальнейшему полету и проверкой его систем. На-
пример, на КК «Союз» после отделения от PH гасятся получен-
ные возмущения, раскрываются солнечные батареи и антенны, си-
стемы включаются в режим орбитального полета и проверяется
состояние бортовых систем и агрегатов.
Автономный орбитальный полет в зависимости от решаемых
КК задач может быть основным или промежуточным этапом; на
нем, как и на других этапах, постоянно работают системы реге-
нерации атмосферы, терморегулирования, электропитания, управ-
ления бортовым комплексом и др., т. е. все то, что составляет де-
журный режим КК; как правило, периодически включаются радио-
системы, системы телеизмерений и телевидения; проводятся ори-
ентация КК (или постоянно поддерживается) н маневры для из-
менения орбиты.
Сближение на орбите разделяется на дальнее и автономное.
81
Дальнее сближение — это процесс, состоящий из серии
маневров (в течение одних или нескольких суток) и в силу доста-
точного запаса времени позволяющий ограничить импульсы и со-
кратить расходы топлива. При дальнем сближении маневры рас-
считываются по параметрам орбит сближающегося КК и цели
(станции) и определяются или по данным наземных измеритель-
ных пунктов, или бортовыми навигационными системами.
Автономное сближение — процесс, проводимый в зоне,
допускающей определение параметров относительного движения
КК и цели, измерение которых ведет сближающийся КК как ак-
тивный объект. На КК «Союз» и «Союз Т» в этих целях исполь-
зуются радиотехнические средства измерений, процесс сближения
происходит автоматически. На КК «Аполлон» в процессе сближе-
ния участвовал экипаж, при этом использовались радиолиния для
измерения дальности и ручные оптические средства (секстан) для
измерения угловых параметров.
Причаливание и стыковка завершают этап сближения. Про-
цесс причаливания начинается при относительном расстоя-
нии в несколько сотен метров и характеризуется использованием
для координатных перемещений двигателей причаливания и ори-
ентации вместо основной двигательной установки, что позволяет
не проводить развороты КК-
На КК «Союз» причаливание, как правило, проходит в авто-
матическом режиме, при этом экипаж контролирует процесс при-
чаливания через оптический прибор—перископ и телевизионную
систему путем наблюдения станции, установленных на ней сиг-
нальных огней и стыковочной мишени; при необходимости эти же
средства позволяют причаливать и в ручном режиме. На КК
«Аполлон» причаливание проходило только в ручном режиме с
наблюдением КА — цели и его стыковочной мишени через иллю-
минаторы и оптические приборы.
Процесс стыковки представляет собой последовательность
механических операций, выполняемых стыковочным агрегатом под
управлением бортовой автоматики и по командам экипажа. Начи-
наясь с касания и механического захвата (сцепки), процесс сты-
ковки переходит в операции гашения энергии относительного дви-
жения, выравнивания осей стыкующихся объектов, стягивания,
жесткой фиксации и герметизации стыка. На КК «Союз» и «Апол-
лон» в национальных программах использовались стыковочные
агрегаты типа «штырь — конус», где конус играл роль приемного
устройства и находился на пассивном КА. В программе «Союз» —
«Аполлон» впервые были применены андрогинные стыковочные
агрегаты, каждый из которых мог играть как пассивную, так и
активную роль, что зависело только от принятого в программе
полета решения.
Полет в пристыкованном положении в схемах обслуживания
орбитальных станций, как правило, не требует от КК активных
операций. В комплексе «Салют»—«Союз» КК «Союз» обычно пе-
реводится в режим консервации: большинство его систем и агре-
82
гатов отключены, и работают лишь системы поддержания необ-
ходимых условий в КК и контроля его состояния. На отдельных
этапах полета возможно использование КК в режимах совместной
его работы со станцией, например ориентации станции или изме-
нения (подъема) орбиты за счет запасов топлива КК-
Возвращение экипажа на Землю — этап с тремя участками:
торможение и сход с орбиты, спуск в атмосфере и приземление.
Спуск в атмосфере проходит в напряженных условиях: тормо-
жение за счет аэродинамических сил со значительными перегруз-
ками и аэродинамическим нагревом (см. раздел 3.5).
Участок приземления критичен в силу неоднозначности и слож-
ности условий посадки, которые определяются состоянием атмо-
сферы (турбулентность и ветер), грунтом и рельефом (или вол-
нением моря), раскачкой на парашюте и другими случайными фак-
торами. Безопасность посадки обеспечивается анализом и норми-
рованием условий приземления, соответствующим выбором пара-
метров систем и контролем соблюдения принятых норм при
оперативном планировании времени и места реальной посадки СА
(более подробно см. главу 9).
Особенности дальних полетов пилотируемых КК определяются
их целями и баллистическими схемами. Для полетов в пределах
Солнечной системы КК, покидая орбиту спутника Земли, должен
выполнить разгонный маневр с приращением скорости в пределах
3—8,4 км/с. Этот маневр аналогичен орбитальному, но резко от-
личается от него по энергетическим характеристикам. При таких
импульсах скорости целесообразно использование специального
разгонного блока, отделяемого после выполнения маневра, или
последней ступени PH.
Скорость возвращения КК к Земле из дальнего полета выше
первой космической, поэтому возможны две принципиально от-
личные схемы спуска КК на ее поверхность: прямой вход в атмо-
сферу или переход на орбиту спутника Земли с последующим
спуском с этой орбиты (см. раздел 3.5).
Целью межпланетных полетов является или выход на орбиту
спутника планеты, или посадка на ее поверхность. Динамические
этапы перехода на орбиту спутника, посадки, взлета и перехода
на траекторию возвращения к Земле требуют очень больших
энергетических затрат; они могут быть несколько уменьшены за
счет использования для торможения при посадке аэродинамиче-
ских сил вместо тяги двигательных установок при наличии у пла-
неты атмосферы.
Важной особенностью дальних полетов является их большая
продолжительность и дальность. Время только одностороннего пере-
лета, например, к Марсу около года, а расстояние между орбита-
ми Марса и Земли (по радиусу) примерно равно 78-Ю6 км. В этих
условиях необходимо проводить не только заранее запланирован-
ные маневры орбитальных переходов, но и коррекции орбит пере-
летов для исправления отклонений, появляющихся в силу накоп-
83
ления ошибок. Такие длительные полеты потребуют специального
медико-биологического обеспечения, высокой надежности КК и
решения многих проблемных вопросов разработки его систем и
конструкции.
Схема полета
В основе схемы полета лежит план проведения динамических
операций, необходимых для достижения целей полета, и план того
его этапа (или этапов), где эти цели решаются. Например, схему
полета КК «Союз» к станции «Салют» определяли маневры сбли-
жения и операция причаливания, а решение транспортной за-
дачи (см. главу 4) завершалось стыковкой и переходом эки-
пажа.
При разработке схемы полета большое значение имеют общее
допустимое время полета КК и необходимые расходы топлива.
Время полета может быть ограничено параметрами системы элек-
тропитания (см. раздел 3.3) и всегда ограничено запасами расхо-
дуемых для обеспечения жизнедеятельности экипажа материалов
(см. главу 7). Потребные расходы топлива определяются планом
маневров и затратами на проведение ориентации. В то же время
топливо играет большую роль в массовом балансе КК- Так, для
КК «Союз» в автономном полете (для ориентации и спуска) потреб-
ная масса топлива составляет примерно 4% массы КК, а в транс-
портной операции — 11—12%. Поэтому план полета должен быть
максимально экономным в отношении затрат топлива, практиче-
ские запасы которого всегда ограничены необходимым для вы-
полнения задач полета количеством с учетом дополнительных
расходов на случай возникновения нештатных ситуаций, например
повторная попытка причаливания или увеличение времени
полета.
План полета также должен учитывать периоды работы и от-
дыха экипажа, характер и условия его деятельности (наблюдения,
требующие ориентации КК, проведение экспериментов и т. д.).
На схему полета влияют как внешние условия (например, рас-
положение терминатора — границы света и тени на поверхности
Земли), так и особенности бортовых систем самого КК. Если на
борту КК используется хотя бы для контроля оптический прибор
ручной ориентации, необходимо, чтобы до начала орбитального
маневра подстилающая поверхность Земли была освещена Солн-
цем, ибо лишь тогда экипаж сможет не только определить верти-
каль, наблюдая горизонт, но и, видя бег предметов, контролиро-
вать курсовой угол КК. В автоматических системах ориентации,
использующих датчик инфракрасной вертикали, в момент проле-
та над терминатором, когда Солнце выходит из-за горизонта и
освещает датчик, возможны отклонения с нарушением ориентации,
что может стать ограничивающим фактором, если в системе не
предусмотрены защитные меры. Во многих случаях выдвигается
84
требование освещенности на орбите, например в целях контроля
стыковки по телевидению или освещения стыковочной мишени,
что также является ограничением.
На схему полета влияют и возможности командно-измеритель-
ного комплекса, его состав и размещение. Станции слежения, рас-
положенные на территории СССР, могут контролировать происхо-
дящее на борту КК только на ‘Л витка, и то не на всех витках.
Поэтому ответственные этапы полета привязываются к «зонам ви-
димости» станций слежения как для передачи на борт командно-
уставочной информации, так и для контроля событий. В целях уве-
личения возможностей планирования и управления полетом исполь-
зуются специально оборудованные суда («Космонавт Юрий Га-
гарин» и др.), позволяющие следить за полетом на «невидимых»
с наземных станций витках, а также связь через спутники-ре-
трансляторы.
Для поисково-спасательной службы важно, чтобы посадка про-
исходила в светлое время суток, что ускоряет визуальное обнару-
жение СА и позволяет своевременно эвакуировать экипаж. Так,
для КК «Союз» по окончании длительных полетов посадка пла-
нировалась не позднее чем за 1 ч до захода Солнца, хотя могла
проводиться и в темноте. Аналогичные по своему характеру тре-
бования существовали и для КК «Аполлон».
Отмеченные выше факторы и ограничения дают представление
о некоторых особенностях в разработке схем полетов. Влияние
этих факторов существенно зависит от того, создается новый КК
или рассматривается вариант полета уже существующего. При
разработке нового КК выбор схемы полета является одним из
элементов проектирования и, как правило, тесно связан с выбо-
ром основных параметров КК и PH, характеристик и состава
бортовых систем, с определением требований к командно-измери-
тельному комплексу и к наземным службам. При разработке но-
вых схем полета уже существующих КК ограничения, вносимые
особенностями РКС и наземных служб, играют, естественно, роль
сдерживающих факторов.
В качестве примеров построения схем полетов ниже приве-
дены три принципиально разных варианта схем, разработанных
для автономного полета по орбите спутника Земли, полета на
Луну и полета со сближением и стыковкой на орбите.
Автономный полет КК «Союз-22» имел целью исследование
поверхности Земли путем фотографической съемки одновременно
в шести областях спектра с помощью многозональной фотокамеры
МКФ-6, разработанной учеными СССР и ГДР н рассчитанной на
эксплуатацию в пилотируемом полете (эксперимент «Радуга»).
Экипаж должен был со специального пульта включать камеру,
устанавливать диафрагму и экспозицию, а также заменять кассеты.
Фотосъемка проводилась в режиме орбитальной ориентации
(продольная ось КК направлена по касательной к орбите, боко-
вая перпендикулярна ее плоскости) в течение ряда последова-
тельных витков. Для размещения фотокамеры был разработан до-
85
полнительный отсек с иллюминатором, обращенным к Земле (в ре-
жиме орбитальной ориентации), установленный вместо стыковоч-
ного агрегата, а наклонение орбиты, учитывая географическое по-
ложение СССР, с традиционного 51,6—51,8° было изменено на
65°. Последнее привело к
Рис. 3.1. Схема полета КК «Союз-22»:
/ — участок выведения; 2 — орбита выведения;
3 — переходная орбита; 4 — первый импульс по
формированию рабочей орбиты; 5— второй им-
пульс по формированию рабочей орбиты; 6 —
рабочая орбита; 7 —импульс торможения;
8 — траектория спуска
цем, а полосы фотографирования
потере примерно 350 кг
массы полезного груза PH,
так как при старте в вос-
точном направлении с увели-
чением наклонения умень-
шается полезное влияние
угловой скорости вращения
Земли, но позволило сфо-
тографировать большинство
районов Советского Союза
вплоть до широты Архан-
гельска.
Баллистическая схема
этого полета была выбрана
на основе изложенных ре-
шении с учетом ряда усло-
вий и требований: старт и
посадка в дневное время
суток, в процессе съемки за-
данных территорий подсти-
лающая поверхность дол-
жна быть освещена Солн-
вдоль трасс с учетом су-
точного смещения последних должны равномерно распределяться
в направлении «восток — запад» по возможности с минимальными
пропусками в низких и перекрытиями в высоких широтах. В ре-
зультате расчетов была принята следующая баллистическая схема:
старт КК в 12 ч 48 мин 30 с по московскому времени 15 сен-
тября 1976 г., т. е. в дневное время для космодрома Байконур
и по трассе выведения;
высота рабочей орбиты в начале полета 280 (максимальная)
и 250 км (минимальная), что с учетом времени старта обеспечи-
вало условия фотографирования;
двухимпульсный переход (рис. 3.1) с орбиты выведения на
рабочую орбиту на пятом витке с сообщением импульсов около
12 и 20 м/с с интервалом между ними примерно 43 мин;
спуск на первом витке девятых суток полета, с оставлением
в резерве еще одних суток на случай появления непредвиденных
ситуаций, которые не позволили бы закончить полет в назначен-
ный срок.
Для выполнения программы фотосъемок, являвшейся основной
рабочей частью полета, КК из состояния закрутки (солнечными
батареями на Солнце), т. е. из режима подзаряда буферных хи-
мических батарей, переводился в режим орбитальной ориентации.
86
С подходом к намеченным территориям начинался сеанс фото-
съемки, при этом в случае зон сплошного облачного покрова эки-
паж, контролируя обстановку, выключал камеру в целях эко-
номии фотопленки. Продолжительность сеанса устанавливалась
около 6 мин и более на каждом рабочем витке при 2—6 рабочих
витках в сутки, кроме первых и восьмых суток, которые исполь-
зовались на формирование орбиты и подготовку к спуску. На не-
рабочих витках КК находился в режиме закрутки на Солнце для
восстановления запасов электроэнергии. На 17-м витке полета
было проведено фотографирование горизонта Земли в предрас-
светное время, для чего КК переводился в режим инерциальной
ориентации с разворотом иллюминатором фотокамеры на горизонт.
Полет КК «Союз-22» был выполнен практически без отклонений
от намеченной программы, при этом камерой МКФ-6 было сде-
лано более 2000 шестизональных снимков.
Полет на Луну в рамках американской космической програм-
мы «Аполлон» (принята в 1961 г.), имевшей целью высадку лю-
дей на Луну и их возвращение на Землю, стал вопросом нацио-
нального престижа США и потребовал около 25 млрд. дол.
При разработке программы «Аполлон» шло параллельное про-
ектирование КК, PH и наземного комплекса. Ракета-носитель «Са-
турн-V» разрабатывалась исходя из выведения на траекторию
полета к Луне КК массой до 40 т (позднее до 47 т) или около
130 т на орбиту спутника Земли. В качестве основы баллистиче-
ской схемы полета была принята схемд с выходом на селеноцен-
трическую орбиту, делением КК на этой орбите на две части и
посадкой на Луну только одной нз них. Такое решение позволяло
уменьшить количество топлива, потребного на посадку и взлет,
и сбалансировать массовые характеристики в рамках полезной
нагрузки одной PH «Сатурн-V». Таким образом, в состав пило-
тируемого комплекса для полета на Луну входили два летатель-
ных аппарата: собственно корабль «Аполлон», или лунный орби-
тальный корабль (основной блок), и лунный экспедиционный мо-
дуль (лунная кабина).
При выборе баллистической схемы полета из соображений
безопасности предпочтение было отдано так называемым пролет-
ным траекториям, с которых предусматривался переход на селено-
центрическую орбиту. Пролетные траектории в отличие от траек-
торий попадания гарантировали исключение падения на Луну в
случае аварий после разгона до второй космической скорости.
Кроме того, пролетная траектория могла быть выбрана и как
траектория возвращения, обеспечивающая, по крайней мере, в но-
минале условия входа в атмосферу Земли. Переход на селено-
центрическую орбиту не только давал энергетический выигрыш,
но и способствовал снижению напряженности в проведении опе-
раций и повышению безопасности полета (резерв времени для
оценки ситуации, планирования дальнейших действий и выбора
места посадки, проведение навигационных измерений, возможность
при необходимости прервать полет и стартовать к Земле).
87
Динамические этапы и операции при
«Аполлон» показаны на рис. 3.2.
полетах по программе
Zff
Рис. 3.2. Схема полета на Луну по программе «Аполлон»:
1 — старт с Земли и выведение иа орбиту; 2 — полет по промежуточной орбите; 3 — уча-
сток разгона к Луие; 4— перестроение комплекса и отделение III ступени; 5 — полет к
Луне; б—коррекция траектории; 7 — торможение и переход иа селеноцентрическую ор-
биту; 5 —отделение лунного модуля; 9 — импульс перехода лунного модуля иа эллипти-
ческую орбиту; 10 — орбита ожидания КК «Аполлон»; // — торможение и посадка лун-
ного модуля; /2 — старт с Луны и выведение на промежуточную орбиту; 13 — переход
на круговую орбиту, сближение и стыковка; 14— переход экипажа в КК «Аполлон», от-
деление лунного модуля и подготовка к старту; 15 — импульс перехода на траекторию
возвращения; 16 — разделение корабля и вход командного модуля в атмосферу; 17 —
спуск и приводнение
После выведения на промежуточную круговую орбиту (накло-
нение 32° и высота около 190 км) и проверки состояния комплек-
са он разгонялся с помощью III ступени PH «Сатурн-V» для пе-
рехода на траекторию полета к Луне (приращение скорости около
3 км/с). Затем происходило перестроение комплекса и отделение
III ступени PH. В процессе полета к Луне выполнялись коррекции
траектории. Переход на селеноцентрическую орбиту высотой 110—•
115 км примерно через 3 сут после старта осуществлялся за счет
торможения с помощью двигателя лунного орбитального корабля
(импульс около 0,8 км/с); на этой орбите проводилась подготовка
систем к посадке и переход двух из трех астронавтов в лунный
экспедиционный модуль.
После отделения от орбитального корабля лунный модуль с
помощью силовой установки посадочной ступени переводился на
переходную эллиптическую орбиту. В районе переселения на вы-
соте 15 км (скорость около 1,7 км/с) вновь включался двигатель
посадочной ступени, и лунный модуль переходил на участок сни-
жения и выполнял посадку с вертикальной скоростью около
1 м/с.
При старте с Луны посадочная ступень лунного модуля оста-
валась на ее поверхности, а сам лунный модуль с помощью взлет-
ной двигательной установки выводился на орбиту, где происхо-
88
дили его сближение и стыковка с орбитальным кораблем. После
перехода экипажа, отделения лунного модуля и проверки систем
орбитального корабля ему сообщался импульс около 1 км/с для
возвращения к Земле, в процессе которого проводились коррекции
Рис. 3.3. Схема стартов по программе «Союз»—«Апол-
лон» с выведением КК «Союз» и «Аполлон» в одну
плоскость:
1 — космический центр
«Союз»: 2 — космодром
«Союз»; 4 — старт КК
им. Кеннеди в момент старта КК
Байконур; 3 — плоскость орбиты КК
«Аполлон» через 7,5 ч после старта
КК «Союз»
с целью обеспечения необходимых условий (ограничений) при
входе в атмосферу Земли со второй космической скоростью. За
15 мин до входа и примерно через 2,5 сут с момента старта с се-
леноцентрической орбиты орбитальный корабль разделялся, и спу-
скаемый аппарат (командный модуль), совершив управляемый
спуск в атмосфере, приводнялся в акватории океана. При длитель-
ности пребывания на Луне 21,5 ч весь полет занимал около 8 сут.
Экспериментальный полет по программе «Союз»— «Аполлон»
проводился в соответствии с заключенным в мае 1972 г. между
СССР и США соглашением о сотрудничестве в исследовании и
использовании космического пространства в мирных целях.
В основе программы лежало создание совместимых средств
сближения и стыковки и их проверка в экспериментальном полете
с использованием пилотируемых КК «Союз» и «Аполлон».
В результате совместных проработок специалистами двух стран
была принята следующая баллистическая схема полета (рис. 3.3):
первым стартует КК «Союз» с космодрома Байконур (СССР) в
северо-восточном направлении с выходом на орбиту наклонением
51,8°, что соответствует традиционному направлению стартов ко-
раблей «Союз», а вторым — корабль «Аполлон» с Космического
центра им. Кеннеди (м. Канаверал, США); при этом КК «Апол-
лон» выводится в плоскость орбиты КК «Союз», для чего время
его старта должно соответствовать моменту, когда Космический
центр им. Кеннеди вследствие вращения Земли войдет в плос-
89
кость орбиты КК «Союз». В процессе проработок вариантов схем
полета было принято, что орбита встречи будет круговой с высо-
той 225 км, а сближение будет осуществлять КК «Аполлон».
Орбита выведения КК «Союз» имела минимальную высоту
188 км и максимальную 228 км; это потребовало для перехода на
орбиту встречи проведения двух маневров (на 4-м и 17-м вит-
ках).
Орбита выведения КК «Аполлон» имела минимальную высоту
150 км и максимальную 167 км, а сближение должно было про-
ходить по шестиимпульсной схеме, как в программе «Скайлэб».
Уникальность первой международной программы требовала
максимальной вероятности встречи двух КК на орбите. Для этого
был разработан план действий на случай, когда старт КК «Апол-
лон» откладывается, а КК «Союз» уже выведен на орбиту. Это
могло произойти из-за капризов погоды во Флориде, где в летнее
время часты грозы, или из-за технических неполадок в процессе
стартовой подготовки. Названные факторы были учтены, й КК
«Аполлон» получил пять стартовых возможностей (пять последо-
вательных дат старта). При неполадках в наземной подготовке
КК «Союз» его запуск и запуск КК «Аполлон» откладывались,
т. е. назначалась новая дата старта.
По штатному плану полета сближение и стыковка намечались
примерно через 2 сут после старта КК «Союз», расчетная дли-
тельность работы которого на орбите 6 сут. При полете космиче-
ских кораблей в состыкованном состоянии (около 2 сут) плани-
ровались взаимные переходы членов экипажа из одного КК в
другой, совместная их деятельность и отдых. После разделения
КК в течение следующих суток в автономном полете должны
были проводиться совместные эксперименты, а затем полет по
своим независимым программам. При использовании КК «Апол-
лон» второй стартовой возможности на сближение отводились уже
только 1 сут, при еще более поздних стартах потерянное время
компенсировалось за счет сокращения сначала автономного,
а потом и совместного полета. Таким образом, общая схема по-
лета (рис. 3.4) выдерживалась при старте КК «Аполлон» в любой
из оговоренных пяти дней.
Сложным вопросом было определение суточного времени стар-
та КК и допустимого его отклонения, т. е. интервала времени
старта, или стартового «окна». Для КК «Союз» существовали
ограничения по времени приземления (не позднее чем за 1 ч до
захода Солнца из условий эвакуации экипажа) и по планированию
точки начала торможения при спуске (в течение 8 мин до вклю-
чения двигателя полет должен проходить над освещенной поверх-
ностью Земли для контроля экипажем правильности ориентации
КК), а для КК «Аполлон» — по времени приземления (не позд-
нее чем за 3 ч до захода Солнца), что связано с поиском СА в
океане в случае аварии на участке выведения. После длительных
проработок было выработано компромиссное решение: для КК
«Аполлон* уменьшен запас светлого времени суток на поиск в
90
Атлантическом океане, а для КК «Союз» снято ограничение по
контролю ориентации на основном посадочном витке (первый су-
точный) с сохранением его на втором резервном. В результате
•Cfiym
Рис. 3.4. Схема полета по программе «Союз» — «Аполлон»:
/, 2 — старты КК «Союз» и «Аполлон»; 3, 4 — выведение иа орбиту; 5 — маневры КК
«Союз»; 6 — маневры КК «Аполлон»; 7 — стыковка и работа в состыкованном состоянии
(2 сут); 8— разделение; 9, 10 — спуск с орбиты КК «Союз» и «Аполлон»; 11— посадка
СА КК «Союз» иа территории СССР; 12 — приводнение СА КК «Аполлон» в Тихом
океане
этого появились «окна» старта, в которых эти ограничения увя-
зывались. Для заранее намеченной основной даты начала полета
(15 июля 1975 г.) старт КК «Союз» должен был состояться в
15 ч 20 мин по московскому времени с задержкой не более 10 мин,
при этом «окна» старта были согласованы для всех дат по 15 июля
1976 г. включительно.
При выборе времени и точки стыковки учитывалось, что для
обеих сторон была желательна связь с КК через свои наземные
станции при наиболее ответственных операциях в процессе сбли-
жения и стыковки, что на этапе причаливания КК должны нахо-
диться на светлой части орбиты, что стыковочная мишень КК
«Союз» должна освещаться Солнцем, а сближение целесообразно
проводить в «спокойном» темпе, т. е. не сжимать по времени.
В итоге было принято решение, что в штатном случае стыковка
произойдет 17 июля 1975 г. в 19 ч 15 мин по московскому вре-
мени в зоне видимости станции «Евпатория» за 10 мин до входа
КК в тень.
Экспериментальный полет «Союз» — «Аполлон» был начат и
развивался точно по намеченному плану. Программа «Союз» —
«Аполлон», включавшая стыковку на орбите, отличалась от нацио-
нальных программ рядом интересных особенностей: схемой по-
лета при стартах из разных географических пунктов, определе-
нием «окон» старта, решением проблемы совместимости КК, пла-
нированием совместных действий и др.
91
3.3.	ОСНОВНЫЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Проектирование КК обычно включает три основных этапа:
предварительные изыскания, проектную разработку КК и разра-
ботку его систем и конструкции. Проектирование КК тесно свя-
зано (см. раздел 3.1) с разработкой PH, технической и стартовой
позиций, с организацией наземных служб, поэтому при создании
нового РКК на всех этапах проводится параллельное проектиро-
вание его составных частей со взаимным согласованием и увязкой
требований к ним.
Предварительные изыскания
Предварительные изыскания служат для формирования целей
разработки, обоснования решения о создании КК и определения
его технического облика.
Технические характеристики КК и его систем зависят прежде
всего от задач полетов, т. е. от назначения КК (основной
цели полета) и совокупности задач промежуточных этапов полета
(см. разделы 3.1 и 3.2). В то же время для принятия решения
о создании нового КК необходимо ясное представление о целях
разработки проекта, от которых также зависят технический
облик КК и подход к его проектированию.
Цели разработки проекта можно определить как совокупность
представлений о задачах полетов нового КК, об уровне прогнози-
руемых технических и научных достижений, получаемых в резуль-
тате его создания, о роли КК в решении экономических проблем
и его эффективности по сравнению с другими космическими сред-
ствами. Цели разработки могут предполагать такие задачи, как
унификация космических средств (например, создание ряда моди-
фикаций КК) или поэтапное развитие РКК с наращиванием его
возможностей.
Решение о создании нового КК (начале его разработки) при-
нимается с учетом и на основании целей разработки, технической
обоснованности проекта, прогнозируемых сроков создания КК, воз-
можностей финансирования проекта, наличия производственной и
экспериментальной базы. Эти вопросы взаимосвязаны. Так, внед-
рение новых технических идей связано с некоторой неопределен-
ностью конечных результатов, с возможным увеличением сроков и
повышением стоимости разработки. Поэтому, стремясь к повыше-
нию технического уровня проекта, в то же время важно исполь-
зовать рациональное сочетание новых и апробированных решений.
С другой стороны, производственные возможности определяют
сроки создания КК так же, как их определяют и возможности по
экспериментальной отработке, а расширение тех и других, напри-
мер, для сокращения сроков или внедрения новых технических
идей приводит к необходимости дополнительного финансирования.
Для принятия решения о начале разработки все указанные аспек-
92
ты должны быть сбалансированы так, чтобы проект был обосно-
ванным, своевременным и реализуемым, а затраты на него —
оправданными.
В процессе технического обоснования разработки пилотируе-
мого КК важно доказать необходимость или эффективность си-
стемы «человек — машина» для выбранных целей и задач полетов,
т. е. показать невозможность или нерациональность их решения с
помощью беспилотных КА.
В процессе предварительных изысканий для их обеспечения
проводятся научно-исследовательские работы по проблемным во-
просам разработки проекта, включая экономический анализ.
При техническом обосновании целесообразности разработки
проекта и выбора основных характеристик КК и его систем в
предварительных изысканиях могут быть выделены три направ-
ления: анализ задач полетов, проектный анализ конструктивно-
компоновочных решений и подготовка исходных данных на про-
ектную разработку.
Под анализом задач полетов в общем смысле подразу-
мевают исследования и разработки, проводимые для выбора пу-
тей решения этих задач (в частности, для определения основ по-
строения плана полета, структурной схемы РКС, требований к КК,
к его конструкции и системам, к эксплуатации КК и управлению
его полетом) и направленные на то, чтобы РКС, КК, наземный
комплекс и средства управления в своей совокупности соот-
ветствовали поставленным задачам и обеспечивали их дости-
жение.
Этот анализ имеет принципиальное значение для этапа пред-
варительных изысканий, на котором должны быть определены
общие контуры проекта, изучены возможности создания КК и рас-
смотрены характеристики всех необходимых средств. На этом
этапе выбирают и разрабатывают наиболее рациональные и прак-
тически пригодные способы и средства реализации проекта, в том
числе общие схемы КК и РКС в целом, схему полета и траек-
тории, потребные энергетические характеристики КК (с одновре-
менным определением массовых характеристик), нужные для вы-
полнения полета операции, условия его проведения и функцио-
нальные особенности КК. Затем, опираясь на эти уже получен-
ные сведения, определяют необходимые бортовые системы, требо-
вания к ним и к конструкции КК, включая ресурсы систем жизне-
обеспечения, требования к двигательным установкам и к точности
систем управления, основы построения систем электропитания
и т. п.
Проектный анализ конструктивно-компоновочных реше-
ний проводится для определения компоновочной схемы КК (или
ее вариантов), массовых характеристик и основ разработки кон-
струкции КК. Он ведется параллельно с анализом задач полета,
причем результаты этих двух анализов в процессе предваритель-
ных изысканий дополняют друг друга и взаимно уточняются. При
выборе, например, структурной схемы РКС и определении схемы
93
полета и потребных энергетических характеристик КК и ракетных
блоков используются материалы проработок по вариантам компо-
новочных схем КК, а при разработке последних учитываются
условия полета, проводимые операции и характеристики бортовых
систем.
Следует отметить, что «обратные связи» между направлениями
разработки вообще характерны для процесса проектирования,
а задачи этапа предварительных изысканий, получив на этом эта-
пе свое принципиальное решение, рассматриваются и решаются
при дальнейшей разработке с постепенным их расширением и раз-
витием, все большей конкретизацией и переходом к детальным
разработкам.
Полученные на этапе предварительных изысканий результаты
позволяют сформулировать исходные данные (основные
требования) для этапа проектной разработки КК, которые содер-
жат постановку задачи проектной разработки, принятые принци-
пы построения РКС, требования к КК и могут включать в себя
варианты технических решений для дальнейшей проработки и вы-
бора.
Исследования и расчеты
С проектированием КК неразрывно связаны баллистические и
аэродинамические исследования, анализ теплообмена между КК и
внешней средой, исследования нагрузок, действующих на КК при
транспортировке и в полете, расчеты его конструкции на прочность
и исследования процессов разделения КК, а также исследования
и расчеты по анализу внешних условий полета (см. главу 1), по
разработке систем КК (см. главы 6—10) и т. п.
Баллистические исследования и расчеты проводятся на всех
этапах создания РКС от выбора общей схемы полета до эксплуа-
тации КК- Главная задача исследований орбитального движе-
ния— это выбор оптимальных траекторий и плана орбитальных
маневров, т. е. проектирование орбит, включая орбиту выведе-
ния, и орбитальных переходов. Основным при этом является по-
иск наиболее экономного по энергетическим затратам пути дости-
жения цели (формирование рабочей орбиты, сближение с орби-
тальной станцией, полет к планете и т. д.). В результате исследо-
ваний создаются баллистическая схема полета (см.
раздел 3.2) и ее варианты для выхода из нештатных ситуаций,
определяются энергетические характеристики РКС и требования
к бортовым системам КК (например, по перечню обязательных
операций и точности работы системы управления). Особую об-
ласть исследований составляют вопросы спуска в атмосфере
(см. раздел 3.5).
На этапе эксплуатации КК осуществляется баллистическое
обеспечение полета, т. е. оперативный расчет траекторий с учетом
текущих измерений параметров орбит и с выдачей информации
для управления полетом (характеристики маневров, прогнозы ор-
94
бит, время входа в зоны видимости станций слежения, периоды
освещенности на орбите и т. д.).
В основе баллистических исследований лежат расчетно-теоре-
тические методы, опирающиеся на использование ЭВМ. Широко
применяются методы статистических испытаний, когда расчеты
проводят многократно, а случайные величины, участвующие в рас-
четах, варьируются в соответствии со своими законами распре-
деления.
Аэродинамические исследования направлены на изучение кар-
тины обтекания КА набегающим потоком и силовых воздействий,
оказываемых им на КА. В эти исследования входит задача опре-
деления аэродинамических сил, моментов и распределения давле-
ния по внешней поверхности, анализ условий обеспечения аэро-
динамической устойчивости, подготовка рекомендаций по аэроди-
намической компоновке КА и др. Важное значение имеют иссле-
дования по обтеканию КА сверхзвуковым потоком и определению
газодинамических параметров между фронтом ударной волны и
его поверхностью, что необходимо для решения проблемы защиты
от аэродинамического нагрева, а также изучение струйных тече-
ний (работа реактивных двигателей) и их влияния на элементы
конструкции КА.
Для спуска в атмосфере характерны широкие диапазоны ско-
рости полета и плотности воздушной среды. Так, при возвращении
с орбиты числа Маха (М — отношение скорости движения к ско-
рости звука) изменяются в пределах от 30 до 0,5, т. е. СА по-
следовательно проходит зоны гипер-, сверх-, транс- и дозвуковых
скоростей. В то же время изменяется характер обтекания СА по-
током: при входе в атмосферу имеет место свободно-молекуляр-
ное течение, когда плотность настолько мала, что частицы воздуха
ударяются о поверхность и отражаются от нее, практически не
взаимодействуя между собой; по мере увеличения плотности все
в большей степени проявляется эффект взаимодействия набе-
гающих и отраженных частиц, газ перед СА уплотняется, появ-
ляется ударная волна и наступает промежуточная область тече-
ний со скольжением, когда еще есть движение частиц воздуха
вдоль поверхности аппарата; затем развивается течение сплош-
ной среды с явно выраженным пограничным слоем, когда голов-
ная ударная волна, или скачок уплотнения, может на порядок
увеличить давление и плотность воздуха, при этом высокая кине-
тическая энергия потока в определенной части преобразуется во
внутреннюю энергию газа, что вызывает процессы его диссоциа-
ции и ионизации.
С практической точки зрения наиболее важны режимы тече-
ний сплошной среды, и выбор параметров СА опирается на ис-
следования в этой области. Аэродинамические характеристики КК,
используемые для прогнозов снижения орбиты из-за его постепен-
ного торможения атмосферой и оценки возмущающих моментов
при низких орбитах, определяются по режимам свободномолеку-
лярного течения.
95
Особенностью полета отделяемого головного блока САС яв-
ляется аэродинамическое влияние струй пороховых двигателей в
процессе увода и скорости полета от нуля (начальная при ава-
рии на старте) до М=4—5.
Решение задач аэродинамики основано на неразрывно связан-
ных между собой теоретических и экспериментальных мето-
дах. Без экспериментов в аэродинамических трубах определе-
ние характеристик КА практически невозможно, кроме того,
необходимо использование летных испытаний на моделях и ма-
кетах.
Анализ теплообмена между КК и внешней средой необходим
для всех участков полета и, в частности, для таких характерных
случаев, как аэродинамический нагрев на участке выведения, теп-
лообмен в орбитальном полете и нагрев на участке спуска в ат-
мосфере.
В первом случае необходима защита всего КК как от нагрева,
так и от воздействия скоростного напора, при этом тепловые по-
токи, как правило, не превышают 30 ккал/м2-с, а скоростные на-
поры— 3000—4000 кгс/м2. В компоновочной схеме с головным
обтекателем, принятой для КК «Союз», тепловые и силовые воз-
действия принимает на себя головной обтекатель, а защита са-
мого КК разрабатывается из условий орбитального полета.
В компоновочных схемах без головного обтекателя, принятых для
КК «Джемини» и «Аполлон», тепловые и силовые воздействия за-
метно влияют на конструкцию КК. например в части максималь-
ного исключения выступающих элементов или установки скрытой
экранно-вакуумной изоляции.
Вопросы теплообмена в орбитальном полете решаются исходя
из регулирования температуры конструкции КК и атмосферы жи-
лых отсеков в необходимых пределах (подробнее см. главу 6).
Задачи теплообмена и тепловой защиты на участке спуска
в атмосфере вытекают из принятого способа торможения при воз-
вращении на Землю, а успех в их решении определяет саму воз-
можность использования такого способа. Торможение в атмосфере
основано на рассеивании кинетической и потенциальной энергии,
которую имеет СА относительно поверхности Земли, путем пре-
образования этой энергии в тепловую энергию воздуха. Однако
определенная ее часть (около 1%) неизбежно поступает к кон-
струкции СА. Поэтому защита от аэродинамического нагрева тре-
бует исследования условий теплообмена между потоком и поверх-
ностью СА и предохранения последнего как от разрушений, так
и от прогрева конструкции.
Движение СА в атмосфере происходит в сложных условиях.
Максимальные удельные тепловые потоки достигают 250 ккал/м2-с
при спуске с орбиты и 2500 ккал/м2-с при входе в атмосферу со
второй космической скоростью, а общий приток тепла—до 20 000
и 150000 ккал/м2 соответственно. Скоростные напоры, как пра-
вило, лежат в пределах от 3000 до 7000 кгс/м2. Нагрев опреде-
ляется конвективной теплопередачей в пограничном слое и теп-
96
ловым излучением слоя воздуха между ударной волной и СА.
Исследования показывают, что затупленные формы более выгодны
с точки зрения снижения конвективного нагрева, а его значитель-
ному уменьшению способствует также отрыв потока от поверхно-
сти и образование застойных зон (донная область). С другой
стороны, приток тепла от излучения воздуха может быть снижен
заострением носовой части аппарата, когда ударная волна при-
двигается к его поверхности и уменьшается слой излучающего
воздуха. Это противоречит задаче снижения конвективного на-
грева и, в целом, оказывается нерациональным. Отсюда следует,
что условия теплообмена влияют на выбор формы СА.
При использовании абляционной тепловой защиты (см. раз-
дел 3.5) газообразные продукты разрушения ее внешнего слоя
оказывают обратное воздействие, трансформируя пограничный
слой, и тем самым влияют на тепловой поток. Поэтому условия
Теплообмена зависят и от выбора материалов тепловой за-
щиты.
Исследования по теплообмену и тепловой защите, опираясь на
решение газодинамических задач, теорию пограничного слоя, теп-
лофизику и изучение физико-химических процессов в воздухе за
ударной волной и в материалах тепловой защиты, требуют экспе-
риментальных исследований в аэродинамических трубах, на га-
зодинамических и тепловых установках по испытаниям моделей,
образцов материалов, фрагментов тепловой защиты и макетов
КА. Заключительные проверки тепловой защиты проводят в про-
цессе летных испытаний.
Исследования нагрузок, действующих на КК в полете, позво-
ляют получить исходные данные для расчета его конструкции на
прочность.
Нагрузки на участке выведения определяются характеристи-
ками PH и условиями ее полета. Для схем с головным обтека-
телем это в основном инерционные силы, а в схемах без него
еще и распределенные нагрузки, вызываемые воздействием набе-
гающего потока. Особую группу расчетных случаев нагруже-
ния создают режимы работы системы аварийного спасения (см.
главу 9).
В автономном полете на КК действуют малые силы (нагрузки
от работы двигателей и бортовых механизмов), которые, как пра-
вило, лежат в пределах других расчетных случаев. Основными
для расчета конструкции являются перепады давлений на оболоч-
ках корпусов отсеков, а также большие нагрузки, возникающие
при стыковке. В совместном полете из-за упругих колебаний си-
стемы «станция—КК» и ее элементов возникают циклические
нагружения (например, колебания, возбуждаемые при работе си-
стемы управления или при перемещениях экипажа).
На участке спуска в атмосфере на СА действуют нагрузки,
определяемые распределенным по его поверхности давлением воз-
духа, результирующая сила которого создает линейные перегруз-
ки (см. раздел 3.5), на участке работы системы приземления они
4 Космические аппараты	97
определяются рывками при вводе парашютов и работой двигате-
лей мягкой посадки.
Общий уровень перегрузок на всех этапах полета ограничен
5—6 ед. (при использовании баллистического спуска как штат-
ного— 9—10 ед.), за исключением нештатных ситуаций. Особым
расчетным случаем является посадка СА на грунт или воду с
ударными перегрузками до 70—100 и 15—20 ед. соответственно;
при посадке на воду опасно давление на днище (около 1,5—
2 МПа), которое может быть причиной потери плавучести.
Для КК характерны динамические нагрузки в виде вибраций,
акустических воздействий и ударных импульсных нагружений, ис-
точником которых являются реактивные двигатели и пиромеханизмы.
Для определения нагрузок используются результаты балли-
стических расчетов, аэродинамических исследований и анализа
внешних условий, характеристики конструкции (геометрия, жест-
кость, распределение масс) и систем управления, результаты ис-
пытаний на моделях и макетах, данные летных испытаний и др.
Во многих случаях нагрузки уточняют в процессе отработки кон-
струкции КК- Нагрузки при транспортировке (статические и дина-
мические) зависят от видов транспорта (железнодорожный, авто-
мобильный, воздушный и др.) и подъемных механизмов и прове-
ряются при транспортировочных испытаниях.
Расчеты на прочность КК необходимы так же, как и для лю-
бой другой машины и подтверждаются статическими и динамиче-
скими испытаниями узлов, агрегатов, отсеков и собранного КК на
макетах или головных образцах.
Исследования процессов разделения отсеков и отделения сбра-
сываемых элементов конструкции имеют две стороны: расчет са-
мого процесса отделения и анализ относительных траекторий.
Разделение КК при спуске подчинено, например, требованиям
как надежности, так и отсутствия соударений в дальнейшем дви-
жении. В связи с этим разделение КК «Союз» происходит за 10—
15 мин до входа в плотные слои атмосферы, с тем чтобы отсеки
уверенно разошлись даже при небольшой (около 1 м/с) относи-
тельной скорости. В задаче штатного сброса ДУ САС расчет ее
отделения и увода специальным пороховым двигателем проводится
с учетом исключения соударений с нормально летящей PH. При
аварии в начале участка выведения должны быть исключены со-
ударения PH с СА после его отделения н с вводимым в поток
некоторое время спустя парашютом.
В некоторых случаях отделяемая часть КК может решать и
дополнительную задачу. Так, на СА космического корабля «Союз»
крышка парашютного контейнера вводит в поток вытяжной пара-
шют, что требует обеспечения достаточной скорости и энергии
относительного движения крышки. При расчете процесса разде-
ления учитываются условия отделения (скоростной напор, угло-
вые возмущения и т. д.), геометрические и массово-инерционные
характеристики разделяемых частей, особенности конструкции КК
и его состояние на момент отделения.
98
В результате расчетов, проводимых с использованием статисти-
ческих методов, задаются требования к системам разделения, ко-
торые в дальнейшем проходят отработку на специальных установ-
ках и макетах КК.
Проектная разработка
При проектировании пилотируемого КК учитывают большое
число разносторонних факторов, требований и ограничений. Мно-
гие из них противоречивы, и выбор общей схемы КК, как правило,
включает элементы технического компромисса. В результате про-
ектной разработки должны быть определены основные проектные
характеристики КК и установлены необходимые требования, обес-
печивающие широкий фронт работ для всех проектных групп, за-
нимающихся как бортовыми, так и наземными системами и кон-
струкциями.
Задачи проектной разработки вытекают из необходимости
иметь сбалансированный во всех отношениях проект КК и вклю-
чают в себя выбор, разработку или определение:
схемы полета (см. раздел 3.2);
состава бортовых систем, их размещения и общей логики их
функционирования;
запасов и балансов по электроэнергии, топливу и расходуемым
материалам СЖО;
компоновочной схемы КК и головного блока PH (см. раз-
дел 3.4);
основных проектных характеристик КК, а также СА (см. раз-
дел 3.5) и ОГБ САС (см. главу 10), как аппаратов, осуществляю-
щих самостоятельный полет;
массово-инерционных и центровочных характеристик;
требований к конструкции;
действующих нагрузок (см. раздел 3.3);
условий эксплуатации бортовых систем и конструкции;
требований по технологии изготовления и подготовки КК к по-
лету, по его надежности и безопасности, включая решения по ре-
зервированию систем и режимов работы (см. разделы 3.1 и 3.2).
Параллельно с решением указанных вопросов происходит увяз-
ка КК, PH и наземного комплекса в части определения и согла-
сования взаимных требований, связей и сопряжений (см. раз-
дел 3.1). Ниже приведено краткое описание задач проектной раз-
работки, кроме тех, по которым даны ссылки.
Состав бортовых систем и общая логика их функционирования
определяются функциональными признаками, в том числе необ-
ходимостью выполнения всех предусмотренных программой поле-
та операций, управления движением КК и работой его бортовых
систем, поддержания внутри КК необходимых условий и т. д. На
4*	99
состав систем существенно влияют требования по надежности и
безопасности полета.
Системы по отсекам КК распределяются с учетом их назначе-
ния, конструкции, особенностей функционирования и способа
управления ими, а также их взаимосвязей между собой и требо-
ваний по расположению центра масс КК. Системы, агрегаты и
оборудование, с которыми непосредственно работает экипаж (ор-
ганы ручного управления и индикации, приборы наблюдения, си-
стема жизнеобеспечения, оборудование рабочих мест и т. п.), раз-
мещают в основном в жилых отсеках, хотя некоторые из них
могут быть вынесены и за его пределы (емкости с кислородом,
сборники жидких отходов и т. п.). Системы, не требующие пря-
мого доступа экипажа или разрабатываемые исходя из этого по-
ложения, могут быть расположены в любых отсеках при соблю-
дении необходимых для их работы условий (температура, давле-
ние и др.) и ограничений по коммуникационным связям.
Солнечные батареи, антенны, датчики ориентации, реактивные
двигатели, радиаторы системы терморегулирования и другое по-
добное оборудование размещают на внешней поверхности КК.
Кроме того, существуют системы, элементы которых размещены
практически во всех отсеках (теплообменники системы терморе-
гулирования и ее арматура, элементы систем электропитания и
управления, датчики и коммутирующие устройства системы теле-
измерений и т. д.), и специальные системы, расположение которых
определяется назначением отсеков (например, системы управле-
ния спуском и приземления СА).
Бортовые системы становятся единым комплексом лишь при
наличии общей логики их функционирования, которая «координи-
рует» их работу и определяет межсистемные связи. Как правило,
такая логика разрабатывается для этапов полета или операций
и реализуется в бортовых автоматических программах, приводи-
мых в действие в соответствии с установленным программой по-
лета порядком (объединяются программой в единое целое). При
ручном управлении последовательность операций определяется
бортовой документацией, также составленной на основе логики
работы систем.
Разработка общей логики функционирования — необходимый
элемент проектирования КК, так как позволяет обеспечить требуе-
мые для полета взаимодействие систем и заданную схему функ-
ционирования КК в целом.
Расчет запасов и балансов по электроэнергии и топливу про-
водится на этапе проектирования для выбора характеристик си-
стем КК и получения его сбалансированной массовой сводки, а на
этапе его эксплуатации — для определения потребных заправок
топлива и контроля обеспеченности электропитанием. Аналогич-
ные расчеты необходимы и по системам жизнеобеспечения (см.
главу 7). Выбор характеристик системы электропитания рассмот-
рим на примерах использования электрохимических источников
энергии (аккумуляторных батарей) и солнечных генераторов в
100
совокупности с буферной батареей. В первом примере (рис. 3.5)
как в процессе проведения КК динамических операций (потреб-
ный ток 50 А), так и в дежурном режиме (ток 5 А) происходит
Рис. 3.5. Запас электроэнергии в аккумуляторных ба-
тареях по времени полета:
1 — в системе без солнечных генераторов; 2 — в системе
«солнечные генераторы — буферная батарея»
ничено емкостью аккумуляторной батареи. Во втором примере
после каждой динамической операции емкость буферной батареи
восстанавливается за счет подзаряда от солнечных генераторов
Рис. 3.6. Изменение массы систем электропитания по
расчетной продолжительности полета:
1 — на электрохимических батареях; 2 — с солнечными генера-
торами
(зарядный ток 8,5 А), причем система сбалансирована и не огра-
ничивает время полета. При больших длительностях полета ва-
риант без солнечных батарей проигрывает и в отношении затрат
массы (рис. 3.6).
101
Потребные запасы топлива зависят прежде всего от балли-
стической схемы полета и определяются заданными орбитальными
маневрами и расходами топлива на ориентацию и стабилизацию
КК (см. раздел 3.2). В расчетах учитывают запасы на нештат-
ные ситуации, гарантийные остатки и незаборы из баков, потери
на выбросах при запуске двигателей и др. Емкости баков выби-
рают с учетом расчетов по максимальному с точки зрения энерге-
тических затрат варианту программы полета.
Проектные характеристики КК задаются на ранних этапах
проектирования. В ходе разработки, как правило, некоторые из
них уточняются в связи с изменениями в конструкции, системах и
схеме полета КК при углублении и расширении проработок, но
в любом случае эти уточнения не должны противоречить постав-
ленным задачам.
Проектные характеристики содержат основные контрольные
данные по КК, отражают его возможности и включают:
состав экипажа;
массу полезного груза (контрольное значение массы КК), вы-
водимую PH;
параметры орбиты выведения (наклонение, высота);
требования к баллистической схеме полета;
общие массово-инерционные, центровочные и геометрические
характеристики КК и его отсеков;
максимальное время полета в зависимости от ресурсов борто-
вых систем, запасов топлива и расходуемых материалов;
энергопотребление бортовых систем;
параметры двигательных установок (тяга, удельный импульс
и т. п.);
точность ориентации на орбите и отклонения точки посадки;
характеристики систем приземления и др.
Массово-инерционные и центровочные характеристики опреде-
ляют массу КК и ее составляющие, распределение масс, моменты
инерции и положение центра масс. В процессе разработки они по-
стоянно уточняются и должны соответствовать возможностям PH,
характеристикам системы управления и ДУ, требованиям по устой-
чивости движения и нормам, принятым в расчете нагрузок. Эти
характеристики задаются раздельно как для КК, так и для само-
стоятельно функционирующих его частей (СА, ОГБ САС), а так
как масса и состав КК в полете изменяются, их расчет проводят
по этапам полета. Контроль массово-инерционных характеристик
в процессе разработки является одним из инструментов контроля
состояния проекта в целом.
Требования к конструкции как к основе КК вытекают из при-
нятой компоновочной схемы, действующих нагрузок, условий экс-
плуатации и во многом зависят от деятельности экипажа и усло-
вий обеспечения работы бортовых систем. Два последних фактора
определяют функциональные особенности конструкции и налагае-
мые на нее ограничения.
102
Для экипажа должны быть обеспечены условия жизни и рабо-
ты (см. раздел 3.1), создан интерьер жилых отсеков, разработаны
необходимые механизмы и устройства (люки, приводы, контей-
неры для укладки предметов и др.), рационально установлены
элементы оборудования и систем, с которыми придется работать
в полете. Для бортовых систем во многих случаях требуется раз-
работка специальных узлов и механизмов (например, внешних
радиаторов системы терморегулирования или механизмов раскры-
тия антенн).
Конструкция КК должна обеспечивать метеорную и радиаци-
онную защиту экипажа и оборудования, причем первой цели мо-
гут служить двойные оболочки, противометеорные экраны или
элементы экранно-вакуумной изоляции, второй — корпус КК и лю-
бые массы, распределенные по его поверхности, например слой
тепловой защиты или рационально размещенное на корпусе обо-
рудование (см. главу 1).
Условия эксплуатации — это совокупность требований, учиты-
вающих как внешние условия полета (давление газа, солнечную
и космическую радиации, метеорные потоки), так и условия,
создаваемые при работе КК (внутренние давления, их перепады,
температуры, перегрузки, вибрации), условия транспортирования,
хранения и подготовки к полету и др. Эти требования задаются
в виде формализованных единых норм, охватывающих диапазоны
реальных условий и выражаемых или некоторыми предельными
значениями, или в форме распределений случайных величин, вклю-
чая спектральные.
Требования по технологии на этапе проектной разработки
имеют вид директивных указаний и направлены на экономное по-
строение технологического процесса и выработку единого под-
хода. Так, для обеспечения фронта сборочных работ задается де-
ление КК на отсеки и агрегаты (схема агрегатирования) с указа-
нием технологических разъемов, определяются особенности сборки
(вертикальная или горизонтальная, на заводе или на космодроме
и т. д.), формулируются требования к электрическим, вакуумным
(проверка герметичности) и другим испытаниям.
3.4.	КОМПОНОВКА
В ракетно-космической технике для получения больших конеч-
ных скоростей при минимальной стартовой массе широко исполь-
зуют многоступенчатые PH, а для улучшения массовых характе-
ристик КК — сброс на участке выведения уже не нужного обору-
дования (ДУ САС, ГО и т. п.). При проектировании КК исполь-
зуют схему его построения из изолированных отсеков (модульный
принцип), что позволяет получить выигрыш за счет специализа-
ции отсеков и их отделения на определенном этапе полета. Так,
средствами возвращения обычно оснащается не весь КК, а только
его СА, что уменьшает массу этих средств; отсек, оставляемый на
Луне, снижает массу топлива, требуемого для возвращения к
103
Земле, и т. д. Специализация отсеков во многих случаях позво-
ляет упростить компоновку и конструкцию КК, например отсут-
ствие тепловой защиты на поверхности его орбитальных отсеков
облегчает установку антенн, радиаторов и им подобных элемен-
тов. Вместе с тем, если КК разработан по модульному принципу,
его доработка при изменении целей полетов возможна путем за-
мены или модификации отдельных отсеков.
В компоновочной схеме пилотируемого КК могут быть преду-
смотрены следующие основные отсеки:
спускаемый аппарат (СА) для размещения экипажа при выве-
дении КК на орбиту, при возвращении его на Землю, а также
при выполнении некоторых операций в ходе орбитального полета;
после отделения СА становится самостоятельным атмосферным
летательным аппаратом;
орбитальный отсек для работы экипажа на орбите и установ-
ки необходимого для выполнения программы полета оборудова-
ния и систем, требующих доступа экипажа; это второй (после
СА) обитаемый отсек КК, обеспечивающий увеличение жилого
объема; его внешняя поверхность удобна для размещения наруж-
ных систем и механизмов, в том числе антенн и стыковочного аг-
регата;
приборный отсек для установки не требующих доступа эки-
пажа систем; его объем герметичен и изолирован от жилых
отсеков;
агрегатный отсек (отсек оборудования) для размещения основ-
ных агрегатов КК (маршевого реактивного двигателя, сопло ко-
торого выходит через донный экран, баков с топливом, баллонов
с газом наддува, блоков системы электропитания и агрегатов си-
стемы терморегулирования — внутри отсека; радиаторов системы
терморегулирования, солнечных батарей, блоков микрореактивных
двигателей причаливания и ориентации, антенн и других элемен-
тов— снаружи отсека), как правило, имеет цилиндрическую не-
герметичную оболочку с донным экраном;
приборно-агрегатный отсек, если приборный и агрегатный от-
секи соединены в один;
переходной отсек для перехода от ограниченного числа (обыч-
но 3—6) силовых точек крепления СА к фланцевым соединениям,
типичным для других стыков; имеет вид фермы или обечайки и
создает дополнительный объем для размещения оборудования;
навесной отсек — вводится в состав КК при сбросе части ап-
паратуры на каком-то промежуточном этапе полета;
специализированные отсеки для выполнения определенных опе-
раций; эти отсеки в процессе выполнения операций или после них
могут быть отделены от КК (это, например, капсулы для достав-
ки материалов наблюдений на Землю или зонды для проведения
исследований).
Компоновочные схемы КК, разработанных в СССР и США,
имеют определенные тенденции.
104
В проекте «Меркурий» все бортовое оборудование КК, кроме
тормозных пороховых двигателей, установленных снаружи на ло-
бовом теплозащитном экране (рис. 3.7,г), было сосредоточено
в СА. Разработка пилотируе-
мого КК «Джемини» велась по
линии логического развития
проекта «Меркурий» с учетом
новой постановки задачи орби-
тального полета (маневриро-
вание со сближением, большая
длительность полета, выход
человека в космос), в резуль-
тате чего в составе КК «Дже-
мини» появился отсек обору-
дования (рис. 3.7, д). В проек-
те «Аполлон» компоновочная
схема орбитального корабля
сохранила два отсека, анало-
гичных по назначению отсекам
КК «Джемини» (рис. 3.7, е).
В отечественных проектах
компоновочная схема из одно-
го отсека не использовалась.
Уже на первых КК был при-
менен модульный принцип с
двумя отсеками: спускаемым
аппаратом и приборно-агре-
гатным отсеком (рис. 3.7, а, б).
В компоновочной схеме КК
«Восход» для решения задачи
выхода человека в космос бы-
ла предусмотрена надувная
шлюзовая камера, которая
была сложена на участке вы-
ведения, развертывалась и при-
водилась в рабочее состояние
в орбитальном полете и отде-
лялась перед спуском. На КК
«Союз» использовалась еще
более развитая модульная схе-
ма: кроме двух названных от-
секов был введен третий — ор-
битальный отсек (рис. 3.7,в).
Выбор компоновочной схе-
мы так же, как и разработка
Рис. 3.7. Компоновочные схемы кос-
мических кораблей:
а — «Восток»; б — «Восход»; в — «Союз»;
г — «Меркурий»; д — «Джемини»; е —
«Аполлон»; 1 — СА (возвращаемая кап-
сула, командный модуль): 2 —приборно-
агрегатный отсек (отсек оборудования); 3—
шлюзовая камера; 4 — орбитальный отсек;
S — пороховая тормозная ДУ
конструкции, из-за большого числа различных и во многом про-
тиворечивых требований обычно не имеет однозначного решения
и практически состоит в определении наиболее рационального
105
варианта из многих возможных. Однако и здесь могут быть
отмечены некоторые достаточно очевидные мотивы и тен-
денции.
Если компоновочная схема КК включает в себя спускаемый
аппарат и агрегатный отсек, а другие отсеки не предусматрива-
ются, то из соображений компоновки на PH и организации спасе-
ния экипажа при авариях на участке выведения СА должен за-
нимать верхнее по отношению к агрегатному отсеку положение.
Такая компоновочная схема проста и не имеет внутренних про-
тиворечий.
Для увеличения жилого объема КК возможны два пути: уве-
личение размеров СА с неизбежным возрастанием массы тепловой
защиты или использование СА минимальных размеров с дополни-
тельным обитаемым отсеком. При объемах более 8—9 м3 второй
путь предпочтительнее в отношении снижения затрат массы. С уче-
том целесообразности специализации отсеков и создания ком-
фортных условий экипажу для КК «Союз» была принята схема
с двумя жилыми отсеками (общий объем около 11 м3). Подобная
схема имеет противоречие с точки зрения выбора места отсеков
и их сопряжения: люк переходов между отсеками на СА было бы
рационально разместить на его поверхности, затененной при спуске
в атмосфере, что приводит к установке СА под орбитальным от-
секом, но в то же время СА целесообразно устанавливать в верх-
ней части КК над орбитальным отсеком в интересах организации
спасения экипажа при авариях PH, а люк переходов размещать
на лобовой теплонапряженной поверхности СА (рис. 3.8). Воз-
можна также компромиссная схема с разворотом отсеков.
Окончательно с учетом готовности КК к работе сразу же после
его отделения от PH, исключения размещения люка в наиболее
теплонапряженной части СА, а также преимуществ по размеще-
нию стыковочного агрегата и антенн для КК «Союз» была при-
нята схема с верхним расположением орбитального отсека, хотя
это и привело к некоторому усложнению решений аварийного
спасения, в частности, конструкции головного блока PH.
Головной блок (ГБ) ракеты-носителя — это конструкция, уста-
навливаемая на последнюю ступень PH и состоящая из КК, эле-
ментов его сопряжения с PH и агрегатов САС. ГБ может быть
выполнен по одной из двух основных схем: с головным обтекате-
лем (ГО) и без него. Схема с ГО традиционна для отечественных
проектов, схема без ГО — для американских.
В принятой для головного блока КК «Союз» схеме (рис. 3.9)
сам корабль и ГО устанавливаются на верхнем шпангоуте пере-
ходного отсека, крепящегося к III ступени PH. В нормальном по-
лете опоры САС, охватывая СА, свободно перемещаются относи-
тельно ГО и стопорятся только в момент аварии. Сброс ГО по
штатной схеме происходит в два этапа: сначала сбрасывается дви-
гательная установка, затем, после раскрытия стыков ГО, его
створки с помощью небольших пороховых двигателей разворачи-
ваются вокруг осей разворота и отбрасываются в стороны.
106
Рис. 3.8. Компоновочные схемы КК с двумя жилыми отсе-
ками:
а — с передним расположением орбитального отсека; б — с люком в
теплозащитном экране СА; в — с разворотом орбитального отсека;
1 — СА; 2 — орбитальный отсек; 3 — стыковочный агрегат; 4 — пере-
ходной отсек; 5 — приборный отсек; 6 — агрегатный отсек; 7 — штан-
ги разворота
Рис. 3.9. Головной блок и схема сброса обтекателя:
1 —• ДУ САС; 2 — двигатели сброса створок; 3 — КК; 4 — плавающие опоры САС; 5 — ава-
рийный стык; 6 — узлы разворота створок обтекателя; 7 — переходной отсек PH; 8 —•
сброс ДУ САС; 9 — продольный стык ГО; 10 — решетчатые стабилизаторы САС (сложены);
11 — поперечный стык; 12 — сброс створок
107
Компоновочные схемы КК и ГВ взаимосвязаны через требова-
ния нормального выведения КК на орбиту и обеспечения аварий-
ного спасения экипажа (см. главу 10). Практически компоновоч-
ная схема выбирается параллельно с разработкой ГБ и выбором
схемы функционирования системы аварийного спасения.
3.5.	СПУСКАЕМЫЙ АППАРАТ
Разработка СА, сочетающего в себе функции отсека КК и са-
мостоятельного атмосферного летательного аппарата, одна из са-
мых сложных задач создания пилотируемого КК. Особенностью
полета СА является необратимость происходящих событий, так
как начатый спуск прервать практически невозможно, и СА неиз-
бежно пройдет сквозь плотные слои атмосферы и будет прибли-
жаться к Земле. Это существенно ужесточает требования к си-
стемам и конструкции СА в части их надежности, степени резер-
вирования и обеспечения безопасности экипажа.
Задачи спуска и приземления
На этапе возвращения на Землю главные задачи состоят в
торможении СА при полете в атмосфере и в обеспечении его по-
садки. Граница участков спуска и приземления лежит на высотах
5—10 км, ниже которых движение близко к установившемуся и
проходит со скоростями 100—200 м/с при перегрузках, мало от-
личающихся от единицы.
Между задачами спуска и приземления существует прямая
связь, причем способ посадки выбирается с учетом технических
решений по участку спуска. Для КК, форма которых обеспечива-
ет эффективное управление на сверхзвуковых скоростях с выхо-
дом в район посадочной полосы, а на дозвуковых режимах — пла-
нирование с относительно небольшой вертикальной скоростью,
рациональна горизонтальная посадка — самолетный способ посад-
ки, а для СА, имеющих малое аэродинамическое качество (т. е.
слабо выраженные несущие способности корпуса) и движущихся
на предпосадочном участке почти вертикально, — вертикальная
посадка, требующая применения специальных средств торможе-
ния (парашюты, двигатели, роторы и т. п.) и дополнительных си-
стем, амортизирующих удар о грунт (воду), что в совокупности
обеспечивает допустимые дчя экипажа условия приземления (при-
воднения). Вертикальный способ посадки использовался, напри-
мер, на кораблях «Союз» и «Аполлон».
Аэродинамические характеристики
При движении любого тела в воздухе на него действуют силы
давления, зависящие от скорости, плотности воздуха, формы тела
и его положения в потоке. Их результирующая (суммарная) сила
определяется как интеграл от сил давления по поверхности тела
108
и проходит через точку, называемую центром давления. Ин-
теграл от моментов сил давления относительно точки, называемой
центром масс (центром тяжести), дает аэродинамиче-
ский момент, который может быть представлен как произведение
результирующей силы на ее плечо относительно центра масс. При
выделенном моменте аэродинамические силы (или их составляю-
Рис. 3.10. Схема аэродинамических сил при движении
СА на балансировочном угле атаки и размещение
экипажа:
V —скорость полета; /?—результирующая (суммарная) аэро-
динамическая сила; У— подъемная сила; Q — сила лобового
сопротивления; N и Т — нормальная и тангенциальная силы
соответственно (вариант разложения суммарной силы); М —
аэродинамический момент; а^аЛ—балансировочный угол ата-
ки; ? — угол между результирующей силой и линией спины
человека; Ф — угол суммарной силы к оси СА; /т — боковое
смещение центра тяжести; Хт н X — продольные координаты
центров тяжести и давления; ЦТ — центр тяжести; ЦД — центр
давления
щие) рассматриваются как приложение к этому центру. Силы и
моменты (рис. 3.10) выражаются через безразмерные аэродина-
мические коэффициенты:
F = CqS\	(3.1)
M=mqlS,	(3.2)
где С и m — безразмерные коэффициенты силы и момента соот-
ветственно;
PV2
q = -----скоростной напор;
р — плотность воздуха; v — скорость полета;
о—характерная площадь (миделя или крыла);
/ — характерный размер (например, длина КА).
109
Одним из главных параметров СА является аэродинамиче-
ское качество — отношение подъемной силы к силе сопротив-
ления
к=су/сх,
(3.3)
где Су и Сх — коэффициенты подъемной силы У и силы сопро-
тивления Q соответственно (см. рис. 3.10).
Типичные аэродинамические характеристики осесимметричногс
СА сегментальной формы показаны на рис. 3.11. В силу влияния
Рис. 3.11. Примерные аэродинамические
характеристики СА на сверхзвуковых ско-
ростях
аэродинамических возму-
щений (например, началь-
ного угла атаки) возникает
движение летательного ап-
парата вокруг центра масс,
что требует решения вопро-
сов статической и динами-
ческой устойчивости.
Статическая устой-
чивость — это свойство
летательного аппарата при-
обретать при выходе из
о положения равновесия та-
кие аэродинамические мо-
менты, которые вновь воз-
вращают его в это положе-
ние. В простейшем случае
это возможно, если центр
давления находится за цен-
тром тяжести (по отноше-
нию к передней точке лета-
тельного аппарата) и аэро-
динамическая сила создает
восстанавливающий момент.
В этом смысле расстояние
между центрами давления и
тяжести, отнесенное к длине аппарата, обычно называют запа-
сом статической устойчивости, а угол атаки, при кото-
ром существует устойчивое равновесие (момент равен нулю, а его
производная по углу отрицательна), — балансировочным.
Чтобы получить на осесимметричном аппарате сегментальной фор-
мы подъемную силу, следует (см. рис. 3.11) придать ему определен-
ный угол атаки, балансировка на котором может быть обеспечена
созданием весового эксцентриситета (см. рис. З.ЮиЗ.П).
Динамическая устойчивость — это способность лета-
тельного аппарата создавать стабилизирующие моменты в про-
цессе его колебаний вокруг центра масс. При наличии угловой
скорости мгновенный угол атаки различен по длине аппарата, что
создает некоторый дополнительный момент. Если производная
этого момента по угловой скорости отрицательна, то момент демп-
110
фирующий, в противном случае — антидемпфирующий. Характери-
стики динамической устойчивости учитываются при проектирова-
нии летательного аппарата и его системы управления.
Траектории спуска и выбор параметров СА
Траектории спуска выбирают с учетом возможностей, созда-
ваемых характеристиками СА, в пределах ограничений по пере-
грузкам и тепловым режимам, а также требований самой траек-
тории спуска (заданный маневр, точность посадки). Указанные
ограничения влияют на характеристики СА и на программы управ-
ления его движением. Рассмотрим эти вопросы применительно к
задаче спуска с низких околоземных орбит (высоты 200—500 км).
Характер траекторий определяется прежде всего параметрами
СА, основными из которых являются аэродинамическое качество К
(см. формулу (3.3) и баллистический параметр
(3-4)
где т — масса СА.
В расчетах часто используют также параметры:
	Ру = ^.	(3.5) Рм = ^.	(3.6)
первый из которых (3.5) является величиной, производной от А
и рх, а второй (3.6) характеризует нагрузку на мидель или
крыло.
Приведенные параметры определяют соотношение между гра-
витационными и аэродинамическими силами и являются мерой эф-
фективности или способности последних создавать в полете уско-
рения, так как
— =	(3.7)
mg рх	' >
У _ 1 Л_ К „
mg Ру Рх	‘
Таким образом, возможности формирования траекторий зави-
сят от выбора аэродинамического качества и баллистического па-
раметра, а управление движением—от их изменения в полете.
На траектории влияют и условия входа в атмосферу, под верх-
ней границей которой (высотой входа) понимают высоту начала
заметного влияния аэродинамических сил (100—120 км). К этим
условиям относят скорость входа (для спуска с орбиты около
111
7,6 км/с) и угол наклона траектории, или угол входа, определяе-
мые на указанной высоте.
Маневр на участке спуска может быть осуществлен с помощью
изменения лобового сопротивления аппарата (коэффициента со-
противления или эффективной поверхности), но только в плоско-
сти траектории, т. е. по дальности. Использование подъемных сил
создает возможность маневра как по дальности, так и в боковом
направлении.
В зависимости от аэродинамического качества различают сле-
дующие характерные виды спуска:
баллистический — без использования подъемных сил, как пра-
вило, без управления по дальности и с большим разбросом точек
посадки (около ±300 км);
Рис. 3.12. Влияние аэродинамического качества
и угла входа на максимальные перегрузки при
спуске с орбиты
планирующий — с использованием подъемных сил; обычно под
ним подразумевают спуск с аэродинамическим качеством (боль-
шим 0,7—1), что создает широкие возможности по маневру и
обеспечению точной посадки;
скользящий, или полубаллистический,— это планирующий спуск
с малым аэродинамическим качеством (меньшим 0,3—0,5), позво-
ляющим снизить перегрузки и обеспечить достаточно точную по-
садку, хотя и без широкого маневра; этот вид спуска используется
на КК «Союз» и «Аполлон».
Перегрузки при спуске — один из основных траектор-
ных параметров — зависят в основном от аэродинамического каче-
ства и угла входа. Для снижения перегрузок, как видно из
рис. 3.12, целесообразно увеличение аэродинамического качества
112
до 0,3—0,5 (его дальнейшее повышение влияет слабо), а угол
входа не должен превышать 2—3°.
Тепловые потоки, воздействующие на поверхность СА,
зависят от аэродинамического качества и угла входа в атмосферу
(рис. 3.13). Для улучшения тепловых режимов важно, чтобы тор-
можение происходило в верхних слоях атмосферы для максималь-
ного снижения скорости до наступления пика теплового потока.
Это реализуется при баллистическом спуске за счет увеличения
аэродинамического сопротивления и снижения нагрузки на мидель,
а для СА с большим аэродинамическим качеством — за счет уве-
личения угла атаки (роста коэффициентов сопротивления и подъ-
емной силы) и снижения нагрузки на несущую поверхность. При
Рис. 3.13. Характер влияния аэродинамического качества и
угла входа на тепловые потоки (удельный q и интеграль-
ный Q):
~	—	Я max	ввх)
ЧтаХ~ Ятах^ = 0: вв,=0)’
О Qs (К, Ввх)
~ QAK = о: ввх = оу
скользящем спуске высокий коэффициент сопротивления обеспе-
чивает тупая форма СА, а угол атаки, несколько снижая этот ко-
эффициент, создает подъемную силу.
Во всех случаях в начальной фазе спуска с точки зрения улуч-
шения тепловых режимов важен не режим максимального каче-
ства, а максимально возможный рост коэффициентов сопротивле-
ния и подъемной силы или снижение нагрузки на характерную
площадь.
Переносимость перегрузок при оптимальной позе че-
ловека обеспечивается вплоть до значений 25—27 ед. (максималь-
ная по траектории спуска величина со временем действия до 5—
10 с), а работоспособность до 15 ед. Для обеспечения относитель-
ного комфорта экипажа и уверенного контроля им полета пере-
грузки не должны превышать 4—6 ед.
ИЗ
Выбор параметров СА определяется прежде всего требо-
ваниями по обеспечению переносимости перегрузок, по маневру и
точности посадки и по разработке тепловой защиты.
Задача надежного возвращения экипажа на Землю наиболее
просто решается путем баллистического спуска с орбиты, при ко-
тором перегрузки не превышают 10 ед., а при спасении на участке
выведения — 25 ед., т. е. лежат в пределах переносимых значений.
Если исходить из обеспечения работоспособности экипажа, аэро-
динамическое качество должно соответствовать 0,15—0,2 при
штатном спуске и 0,3 при аварийном с уровнем перегрузок 4—5
и 15 ед. соответственно. При этом в случае управляемого спуска
с орбиты при располагаемом аэродинамическом качестве 0,3 (с за-
пасом на управление) обеспечивается посадка с достаточной точ-
ностью (отклонение в пределах десятков километров). Из условий
теплообмена в двух названных видах спуска целесообразно сниже-
ние баллистического параметра. Увеличение в этих целях поверх-
ности СА (уменьшение нагрузки на мидель) ведет к неоправдан-
ным затратам массы. Более рационально повышение коэффици-
ента сопротивления, что прослеживается в проектах всех разрабо-
танных кораблей.
В случаях когда задан специальный маневр на участке спуска,
необходимо повышение аэродинамического качества, которое при
требовании межвиткового маневра (боковое отклонение 2000—
2500 км, например, для посадки в одной точке с трех смежных
витков) должно быть около 1,5. В то же время повышение аэро-
динамического качества, способствуя улучшению переносимости
перегрузок и точности посадки, ведет к росту массы тепловой за-
щиты, а при развитых несущих поверхностях и к росту массы
конструкции. Это сдерживает выбор аэродинамического качества
выше значения, необходимого для решения задач спуска.
Способ управления движением определяется приня-
тым методом регулирования подъемной силы в полете. Баланси-
ровочный угол атаки и аэродинамическое качество можно изме-
нять (см. рис. 3.11) поперечным смещением центра тяжести за
счет передвижения больших масс внутри СА (для «Союза» около
150 кг), что нерационально. При использовании в тех же целях
реактивных двигателей непомерно возрастают расходы топлива,
а создание аэродинамических рулей эффективно только для кры-
латых схем.
Широкое распространение получил способ управления путем
разворотов СА по крену при постоянном балансировочном угле
атаки, не требующий больших управляющих моментов. При нуле-
вом угле крена подъемная сила направлена вверх в плоскости
траектории, а при повороте отклоняется в сторону, изменяя верти-
кальную составляющую, что обеспечивает управление по дально-
сти. Изменение горизонтальной составляющей, включая перевод
аппарата с правого на левый крен и наоборот, используется для
управления в боковом направлении. Этот способ применяется и в
нештатных ситуациях. Так, при отказе системы управления подъ-
114
емная сила может оказаться направленной вниз, что приведет к
недопустимому возрастанию перегрузок, исключить которое можно
вращением аппарата по крену (режим закрутки). В этом случае
среднее значение подъемной силы равно нулю, т. е. идет балли-
стический спуск.
Управление при с п у с к е необходимо для того, чтобы
движение шло по принятой траектории с заданной точностью.
Источниками отклонения траектории от расчетной могут быть
ошибки в условиях входа (угол, скорость, координаты), случай-
ные изменения плотности атмосферы и ветровые воздействия,
ошибки в определении аэродинамических характеристик и другие
факторы. Система управления опирается на измерения текущих
траекторных параметров и определяет по ним управляющие воз-
действия, реализуемые через принятый способ управления (раз-
вороты по крену); на точность ее работы влияют инструменталь-
ные и методические погрешности.
Схема спуска с малым аэродинамическим качеством, ис-
пользуемая на КК «Союз», который всегда приземляется на тер-
ритории СССР, начинается с ориентации КК для торможения. В
расчетной точке над Атлантическим океаном двигательная уста-
новка сообщает КК тормозной импульс 100—120 м/с, после чего
дальнейшее движение происходит по переходному эллипсу с уг-
лом входа около 1,5° с сохранением ориентации. После разделе-
ния КК его СА разворачивается так, чтобы в прогнозируемой точ-
ке входа в атмосферу угол атаки соответствовал балансировоч-
ному, а угол крена (около 45°) обеспечивал бы расчетное эффек-
тивное качество. При появлении аэродинамических сил (перегрузка
около 0,04 ед.) начинается управление движением, при этом раз-
вороты по крену и демпфирование колебаний по тангажу и рыс-
канью осуществляются с помощью микрореактивных двигателей.
Максимальные перегрузки при спуске лежат в диапазоне 3—4 ед.,
а время полета от входа до высоты 9,5 км (ввод парашюта) со-
ставляет около 10 мин.
В нештатных ситуациях предусмотрен переход на баллистиче-
ский спуск (перегрузки до 9 ед.) путем закрутки СА по крену с
угловой скоростью 12,5 град/с. Спускаемый аппарат статически
устойчив в круговом смысле и способен прийти к расчетному углу
атаки даже при нарушении начальной ориентации.
Спуск при входе в атмосферу со второй
космической скоростью
Скорость подлета к Земле при возвращении от Луны близка
ко второй космической, а в межпланетных полетах превышает
ее. При этих условиях возможен переход на низкую околоземную
орбиту с последующим спуском, что невыгодно в энергетическом
смысле, поэтому более практична схема прямого входа в атмо-
115
^ятпах
^min
5
Рис. 3.14. Схема коридора входа
в атмосферу:
1 — предельные орбиты (границы ко-
ридора); 2 — граница плотной атмо-
сферы; 3 — Земля; 4 — траектории спу-
ска; S — условные орбиты без учета
влияния атмосферы
сферу со второй космической скоростью. Такая схема была при-
нята для КК-станций «Зонд» и КК «Аполлон».
Коридор входа (рис. 3.14) представляет собой зону между
двумя предельно допустимыми траекториями входа, из которых
верхняя определяется по условию захвата СА атмосферой с ис-
ключением полета по промежуточной орбите (первое погружение
должно привести к скорости, меньшей первой космической), а
нижняя — по перегрузкам, принятым как предельно допустимые.
Границы коридора входа выражаются через высоты условного
перигея или углы входа.
Аэродинамическое качество при управляемом спуске позволяет
расширить коридор входа и повысить точность посадки. Схема
движения строится так, что при верхних отклонениях по высоте
подъемная сила прижимает СА к Земле, вводя его в нужный ко-
ридор траекторий, а в случае крутого входа поднимает траекто-
рию вверх, предотвращая чрезмер-
ный рост перегрузок. Кроме того,
аэродинамическое качество может
быть направлено на выполнение
маневров по дальности и в боко-
вом направлении. Так, при разра-
ботке КК-станций «Зонд» задача
посадки на территорию СССР при
трассах, проходящих через Индий-
ский океан с юга на север, реша-
лась практически только с исполь-
зованием аэродинамического каче-
ства для достижения нужной даль-
ности полета и приемлемой точно-
сти посадки.
При входе в атмосферу со вто-
рой космической скоростью доста-
точно аэродинамическое качество в
пределах 0,3—0,5; для СА КК-стан-
ции «Зонд» оно было принято рав-
ным 0,3, а коридор входа—рав-
ным 20 км по высоте условного
перигея (средняя высота 45 км)
с учетом ограничений по резервно-
му баллистическому спуску.
Траектории спуска при входе в атмосферу в пределах приня-
того коридора входа имеют два характерных участка: первое по-
гружение, когда скорость снижается до значения, меньшего чем
первая космическая, и второе погружение, мало отличающееся от
спуска с орбиты, причем при крутых траекториях участки слива-
ются. Кривые перегрузок по времени имеют два пика, соотноше-
ние между которыми изменяется в зависимости от начальных ус-
ловий. Средний уровень перегрузок 5—7 ед., а при резервном бал-
листическом спуске — 15—16 ед. При управлении дальностью no-
lle

лета принципиальное значение имеет формирование траектории
при выходе из первого погружения (или на этапе снижения ско-
рости до первой космической); например, для СА станции «Зонд»
повышение угла выхода на Г давало увеличение дальности на
2500 км. Управление на втором погружении малоэффективно, и
при К=0,3 обеспечивается в пределах ±350 км.
Тепловая защита работает в существенно более напряженных
условиях, чем при спуске с орбиты (см. раздел 3.3), что вызывает
повышение к ней требований и увеличение ее массы на 20—30%.
При разработке тепловой защиты необходимо учитывать нали-
чие двух пиков нагрева и фактор частичного охлаждения конст-
рукции в интервале времени между ними.
Форма СА
Для КК «Восток» были приняты сферическая форма и балли-
стический спуск. Особенностью сферической формы является то,
что суммарная аэродинамическая сила всегда проходит через гео-
метрический центр, и на всех режимах полета уверенно обеспе-
чивается статическая устойчивость СА. Для КК «Меркурий», так-
же снижавшихся по баллистической траектории, была принята
форма с передним сферическим сегментом, боковой конической
поверхностью (полуугол конуса 20°) и цилиндром в хвостовой
части (см. рис. 3.7,г). Аналогичную форму имела и возвращае-
мая капсула КК «Джемини», но путем смещения центра тяжестп
она была сбалансирована на угле атаки, соответствовавшем аэро-
динамическому качеству около 0,2.
В процессе подготовки к работам по кораблю «Союз» в нашей
стране были проведены проектно-теоретические исследования СА
различных форм и их возможностей, направленные на поиск наи-
более рациональных методов спуска и приземления. Рассматри-
вались СА баллистического спуска и с аэродинамическим качест-
вом в широком диапазоне, включая крылатые схемы, а также изу-
чались особенности вертикального и горизонтального (самолет-
ного) способов посадки. Исследования показали необходимость
управления движением в атмосфере, достаточность аэродинамиче-
ского качества около 0,3 как для спуска с орбиты, так и для вхо-
да в атмосферу со второй космической скоростью, нерациональ-
ность использования в целях возвращения экипажа на Землю кры-
латых схем в силу больших потерь масс на их реализацию. В ре-
зультате исследований для КК «Союз» был принят управляемый
спуск с малым аэродинамическим качеством и вертикальный спо-
соб посадки. Анализ вариантов аэродинамической компоновки за-
вершился выбором формы спускаемого аппарата типа «фара»
(рис. 3.15, а), передняя поверхность которой представляла собой
сферический сегмент, а коническая боковая плавно переходила в
донную полусферу. При этом было решено балансировочный угол
атаки обеспечивать весовым эксцентриситетом, а управление
117
движением — разворотами по крену. Одновременно был раз-
работан способ перехода в баллистический спуск путем за-
крутки СА.
Аналогичные принципы были независимо разработаны амери-
канскими специалистами и положены в основу решений по спус-
ку КК «Аполлон». Форма его командного отсека (рис. 3.15,6)
также имела переднюю сегментальную поверхность и боковой ко-
нус, но с увеличенным углом полураствора, и обеспечивала аэро-
динамическое качество около 0,45. Спускаемые аппараты КК
«Союз» и «Аполлон» относятся к аппаратам малого аэродинами-
ческого качества.
Рис. 3.15. Форма спускаемых аппаратов КК «Союз» (а)
и КК «Аполлон» (б)
Осесимметричные формы с передним сферическим сегментом
получили название сегментальных. Наиболее характерным
примером их применения является СА кораблей «Союз» и «Апол-
лон». У них радиус кривизны переднего сегмента (см. рис. 3.15)
примерно равен диаметру миделя, что обеспечивает при сверх-
звуковых скоростях высокий коэффициент сопротивления и хоро-
шую статическую устойчивость при балансировочных углах ата-
ки, но существенно отличаются формы боковой и донной поверх-
ности. Малый угол полураствора конуса СА корабля «Союз» в
сочетании с развитой верхней сферической поверхностью дает вы-
сокий коэффициент объемного заполнения (отношение объема в
степени 2/3 к площади миделя) и позволяет получить круговую
статическую устойчивость. Форма СА корабля «Аполлон», проиг-
рывая в этом плане, имеет затененную боковую поверхность, что
повышает аэродинамическое качество и улучшает условия защиты
от нагрева. Обе формы СА проверены при спусках с первой и
второй космическими скоростями и подтвердили рациональность
их применения.
Основные варианты аппаратов для спуска в атмосфере, типы
их форм и особенности приведены в табл. 3.1.
118
Основные варианты аппаратов для спуска в атмосфере
Таблица 3.1
Аппарат	Баллистический			Малого качества		Среднего качества	Большого качества
Форма	Сферическая	Ct	^менталь- ная	Сегм	витальная	Несущий корпус	Крылатая
Где использована	«восток» «Восход»	«Меркурий»		«Союз»,«Зонд » «Джемини» «Аполлон» «СоюзТ »			«Спейс Шаттл»
Аэродинамическое качество при скоростях: гиперзвуковых дозвуковых	о			0,2+ 0,5		eq to о о	•"Л ^to
Вид спуска с орбиты ИСЗ	Баллистический			Скользящий		Планирующий	
Способ посадки	Вертикаль н ы и					Вертикальный или самолетный	Самолетный
Тепловая защита
Для защиты СА от аэродинамического нагрева применяются
твердые материалы, достаточно стойкие к тепловому и механичес-
кому воздействию потока и образующие вместе с тепловой изо-
ляцией внешний слой конструкции СА; этот слой называют теп-
ловой защитой, а материалы — теплозащитными.
Среди возможных вариантов тепловой защиты следует назвать
излучательные системы, системы с теплопоглощением и абляцион-
ные системы. Излучательные системы основаны на применении
внешней тонкой оболочки из высокотемпературного материала,
которая, будучи нагретой, излучает в пространство тепло, урав-
новешивающее поток тепла от аэродинамического нагрева. Мак-
симальная допустимая рабочая температура материала оболочки
ограничивает условия применения тепловой защиты по поступаю-
щему потоку тепла. Защита такого типа была использована на
КК «Меркурий», боковая коническая поверхность которого была
покрыта черепицей из никель-кобальтового сплава толщиной 0,4—
0,8 мм со слоем теплоизоляции под ней.
Системы с теплопоглощением не только излучают тепло, но и
накапливают его в материале, теплоемкость которого должна
быть высокой, а слой толстым. Такая система применялась на КК
«Меркурий» в более теплонапряженной зоне на боковой цилинд-
рической поверхности с использованием пластин из бериллия тол-
щиной около 5,5 мм.
Абляционные системы (абляция — потеря массы при нагреве)
допускают разрушение внешнего слоя и частичный унос массы
тепловой защиты. Происходящие при этом процессы сложны и за-
висят от применяемого материала. При использовании органичес-
кого пластика его внешний слой под воздействием тепла подвер-
гается пиролизу, в результате чего появляется коксовый остаток и
выделяются газообразные продукты. С течением времени коксо-
вый слой увеличивается и зона разложения опускается в глубину
материала. При разложении пластика поглощается значительная
часть поступающего тепла, образующиеся газы вдуваются через
пористый остаток в пограничный слой, деформируя его и снижая
конвективный поток, а высокотемпературный коксовый слой, кро-
ме того, излучает тепло. Процесс сопровождается уносом части
коксового слоя из-за механического воздействия со стороны пото-
ка и догоранием газообразных продуктов. Теплоизоляция кор-
пуса СА обеспечивается непрококсованным слоем абляционного
материала и слоем легкого теплоизолятора, если он установлен
под первым.
Применяют комбинированные и сублимирующие абляционные
материалы. В первом случае в материал вводится наполнитель
(например, стеклянный), который усиливает коксовый слой, а на
поверхности плавится и частично испаряется. Материалы такого
рода имеют повышенную плотность и прочность. Сублимирующие
материалы (например, типа фторопласта) не образуют коксового
120
остатка, при нагреве переходят из твердой фазы в газообразную
и имеют относительно низкую температуру сублимации и малый
теплоотвод излучением.
Абляционные материалы применялись для лобовых теплоза-
щитных экранов всех СА, а также на боковой поверхности СА
всех отечественных КК и американского КК «Аполлон». В част-
ности, на спускаемом аппарате КК «Союз» лобовой щит выпол-
нен из абляционного материала с наполнителем в виде асбесто-
вой ткани, а боковая теплозащита представляет собой трехслой-
ный пакет из сублимирующего материала типа фторопласта, плот-
ного абляционного материала типа стеклотекстолита, создающего
прочную оболочку, и теплоизолятора в виде волокнистого мате-
риала с легкой связующей пропиткой. При этом поперечные срезы
теплозащиты (люки, стыки и т. д.) закрыты окантовками из плот-
ного абляционного материала. Такая теплозащита проста по кон-
струкции и технологична.
На КК «Аполлон» использовался абляционный материал, ко-
торым заполнялась сотовая конструкция на основе стеклоткани,
приклеенная к корпусу СА.
Толщина тепловой защиты по поверхности СА, как правило,
неравномерна и выбирается с учетом распределения тепловых по-
токов и заданной температуры корпуса СА. Так, на КК «Апол-
лон» толщина защиты лежит в диапазоне от 8 до 44 мм.
В конструкции теплозащиты должны учитываться свойства ма-
териалов в части линейных расширений при нагреве.
Компоновочная схема
Целью разработки компоновочной схемы является рациональ-
ное размещение экипажа, оборудования и основных элементов
конструкции в рамках выбранной для СА формы при условии
выполнения требований по его центровке и минимизации массы,
функциональных требований и ограничений, а также решения во-
просов технологичности и эксплуатации (агрегатирование, доступ
к оборудованию и т. п.). В процессе поиска компоновочной схемы
определяются или уточняются геометрические размеры СА и де-
тали его аэродинамической компоновки.
В качестве примера рассмотрим основы построения компоно-
вочной схемы спускаемого аппарата КК «Союз». Как известно,
наилучшая переносимость перегрузок обеспечивается при их воз-
действии в направлении «грудь — спина» при угле 78° между ли-
нией спины и вектором силы. Поэтому с учетом отклонения сум-
марной аэродинамической силы (см. рис. 3.10) кресла по линии
спины установлены под углом 70° к оси СА. Они имеют индиви-
дуальные ложементы, привязную систему и амортизатор, снижа-
ющий перегрузки при приземлении, движение вдоль которого (ра-
бочий ход 250 мм) сопровождается поворотом кресла вокруг
шарнира, расположенного в районе ног космонавта (рис. 3.16).
Перед посадкой амортизатор «взводится» (поднимая кресло в
121
28 29 30
Рис. 3.16. Компоновочная схема спускаемого аппарата КК «Союз>:
1 — корпус с тепловой защитой; 2 — двигатели управления по рысканью; 3 — дви-
гатели управления по таигажу; 4 — командно-снгнальиое устройство; 5 — прибор*
иая доска; 6 — иллюминатор оптического прибора (визир-ориеитатор); 7 — ручки
управления КК; 8 — шарнир кресла; 9 — отрывная плата; 10 — сбрасываемый ло*
бовой щит; 11 — двигатели управления по крену; 12 — пороховые двигатели мяг*
кой посадки; /3 —рама с баллоном и арматурой для подачи газа в скафандры;
14 — кабинная часть оптического прибора (внешняя сбрасываемая перед спуском
часть не показана); 15 — кресло космонавта; 16 — люк для доступа к бакам с
топливом; 17 — контейнеры с пищей, водой и носимым аварийным запасом (НАЗ);
18 — запасная парашютная система; 19 — инша для установки баков; 20 — амор-
тизатор кресла; 21 — основная парашютная система; 22 — приборная рама; 23 —
баки с топливом (условно смещены); 24 — контейнер запасной парашютной систе-
мы (условно смещен); 25 — контейнер основной парашютной системы; 26 — кры-
шка парашютного контейнера (условно смещена); 27 — узел крепления стренг
парашюта (условно смещен); 28 — донный шпангоут; 29 — иллюминатор; 30 — кры-
шка люка-лаза со щелевой антенной
122
верхнее положение), чем подготавливается к работе. При вы-
бранной позе космонавта обеспечивается переносимость и всех
других перегрузок в полете (работа PH, ввод в поток парашютов
и т. д.).
При наличии двух обитаемых отсеков СА должен иметь мини-
мальные размеры (см. раздел 3.4), причем определяющим в этом
отношении является диаметр корпуса в зоне установки кресел.
КК «Союз» проектировался как трехместный, и наиболее компакт-
ной оказалась схема размещения кресел «веером» (см. рис. 3.16).
Между креслами вдоль образующей конической поверхности по
соображениям центровки были установлены два контейнера пара-
шютных систем; при высокой плотности укладки (0,5—0,6 кг/л) и
большой массе они способствуют созданию нужного бокового сме-
щения центра тяжести СА. На основе такой схемы и с учетом воз-
можностей размещения оборудования в подкресельной зоне и на
стенках кабины был определен (как минимально допустимый) и
принят диаметр металлического корпуса СА, равный 2 м.
В спускаемом аппарате КК «Союз» перед космонавтами, на-
ходящимися в креслах, установлена центральная приборная дос-
ка (см. рис. 3.16), по краям которой размещены командно-сиг-
нальные устройства, ниже приборной доски — оптический прибор
для наблюдения при стыковке и для ручной ориентации КК, а
справа и слева от кресел — обзорные иллюминаторы; ручки управ-
ления установлены на центральном кресле. Основная часть обо-
рудования размещена на приборных рамах переднего днища, на
котором также установлены двигатели мягкой посадки, закрытые
при спуске лобовым щитом, сбрасываемым на участке парашюти-
рования. Парашютные системы уложены в герметичных контей-
нерах и вводятся в поток при сбросе их крышек. Спускаемый ап-
парат имеет быстрооткрывающийся люк, в тепловой защите
которого смонтирована щелевая антенна. Реактивные двигатели
малых тяг и питающие их баки с однокомпонентным топливом
установлены снаружи гермоконтура.
В двухместном КК «Союз» на месте левого кресла устанавли-
вается рама с баллонами и арматурой для подачи воздуха в
скафандры в случае разгерметизации КК.
В орбитальном полете СА и орбитальный отсек соединены ме-
жду собой, а их стык уплотнен так, что образуется единый гер-
моконтур. Перед спуском они разделяются с помощью пироуст-
ройств. С переходным отсеком (см. рис. 3.8) СА связан металли-
ческими стяжками, проходящими через лобовой щит, внешние
концы которых при разделении КК освобождаются пирозамками
переходного отсека.
Выбор компоновочной схемы и размеров СА космического ко-
рабля «Союз» был подчинен требованию максимальной компакт-
ности, что делало инженерный поиск особенно сложным. Опыт
эксплуатации КК подтвердил рациональность принятых реше-
ний и соответствие технических характеристик СА задачам
полетов.
123
3.6. СОВЕТСКИЕ ПИЛОТИРУЕМЫЕ КК
Космический корабль «Восток» — первый в мире пилотируе-
мый орбитальный КК, на котором был осуществлен полет чело-
века в космическое пространство. Созданная на базе двухступен-
чатой PH «Спутник» ее трехступенчатая модификация, впоследст-
вии названная PH «Восток», позволила вывести на геоцентриче-
скую орбиту корабль-спутник массой более 4,7 т.
Рис. 3.17. Космический корабль «Восток»
Космический корабль «Восток» (рис. 3.17) состоял из спус-
каемого аппарата и приборного отсека с тормозной двигательной
установкой. Его основные технические характеристики приведены
в табл. 3.2.
Таблица 3.2
Технические характеристики космического корабля «Восток»
Параметр	Величина
Стартовая масса, т, в том числе:	4,725
СА приборного отсека с двигательной установкой Габариты, м: длина (по корпусу) диаметр максимальный (по корпусу) диаметр СА Свободный объем герметичной кабины, м’ Перегрузка на траектории баллистического спуска, ед. Продолжительность полета, сут	2,46 2,265 4,41 2,43 2,3 1,6 9—10 До 10
Работа над проектом космического корабля (КК) началась
в 1958 г.
124
15 мая 1960 г. был запущен первый КК-спутник в беспилотном
варианте без теплозащиты, 19 августа 1960 г. — второй с двумя
собаками на борту, который благополучно возвратился на Землю,
а затем еще три КК, причем в двух последних (март 1961 г.) бы-
ла полностью проверена программа будущего пилотируемого по-
лета.
12 апреля 1961 г. в 9 ч 07 мин по московскому времени PH
«Восток» вывела на орбиту с перигеем 181 км, апогеем 327 км
и наклонением 65° КК «Восток» массой 4725 кг с летчиком-кос-
монавтом СССР Ю. А. Гагариным. Через 108 мин, совершив один
виток вокруг Земли, КК «Восток» и летчик-космонавт Ю. А. Га-
гарин благополучно приземлились иа территории Советского
Союза.
6 августа 1961 г. был выведен на орбиту КК «Восток-2», на
котором летчик-космонавт СССР Г. С. Титов впервые выполнил
суточный орбитальный полет.
В августе 1962 г. состоялся первый групповой полет двух КК
«Восток-3» (летчик-космонавт А. Г. Николаев) и «Восток-4» (лет-
чик-космонавт П. Р. Попович).
В июне 1963 г. был выполнен новый групповой полет двух КК
«Восток-5» (летчик-космонавт В. Ф. Быковский) и «Восток-6»
(летчик-космонавт В. В. Терешкова). Максимальная продолжи-
тельность полета КК «Восток-5» составила 5 сут. Успешное вы-
полнение полетов по программе «Восток» послужило основой для
дальнейшего развития советской космической техники.
Космический корабль «Восток» имел следующие бортовые си-
стемы:
управления движением и стабилизации, обеспечивающую ав-
тономную и ручную ориентацию и стабилизацию КК при выпол-
нении программы полета; в этом случае для ручной ориентации
использовалось оптическое устройство «Взор», а для автоматичес-
кой ориентации — датчик автономной солнечной ориентации; для
контроля работы систем и ручной выдачи команд имелся пульт
космонавта;
газовых сопел ориентации, состоящую из двух автономных си-
стем реактивных сопел (по 8 шт. в каждой), работающих на сжа-
том азоте, поступающем из шар-баллонов, размещенных на при-
борном отсеке;
управления бортовой аппаратурой и электропитания, включав-
шую командно-логические и электрокоммутационные устройства и
блоки аккумуляторных батарей (в приборном отсеке), автоном-
ную аккумуляторную батарею (в СА), а также преобразователи
тока;
жизнеобеспечения и терморегулирования, поддерживающие в
кабине КК нормальную атмосферу давлением 755—775 мм рт. ст.
с содержанием кислорода 21—25% по объему и температуру
17—26°С и состоящие из регенерационной установки, холодильно-
сушильного агрегата, поглотителей влаги, фильтра для поглоще-
ния вредных примесей, контролирующей и регулирующей аппара-
125
туры, а также из резервной системы испарительного охлаждения
в СА; тепло от холодильно-сушильного агрегата отводилось хлад-
агентом, подаваемым из приборного отсека, на котором были
установлены радиатор-излучатель и жалюзи; система терморегу-
лирования обеспечивала заданный температурный режим аппара-
туры и в приборном отсеке КК;
радиосвязи в составе УКВ-радиолинии, двух КВ-радиолиний
для обеспечения двусторонней телефонной связи, КВ-передатчика
системы «Сигнал» для передачи данных о самочувствии космо-
навта, дублированного комплекта радиоаппаратуры, обеспечиваю-
щего траекторные измерения, ТВ-передатчика и широковеща-
тельного приемника, двух комплектов приемных и дешифрирую-
щих устройств аппаратуры командной радиолинии, двух комплек-
тов радиотелеметрической аппаратуры с соответствующей аппара-
турой коммутации; в момент введения основных парашютов
космонавта и СА предусматривалась работа пеленгационных
KB-передатчиков, а после приземления — УКВ-передатчиков;
программно-временного устройства, обеспечивающего задан-
ную циклограмму работы бортовой аппаратуры;
двигательную установку для торможения при сходе с орбиты
(сухой массой 396 кг), включавшую жидкостной реактивный дви-
гатель с тягой 1,6 тс, топливные баки, систему подачи топлива
и запас (280 кг) двухкомпонентного топлива; стабилизация КК
при работе двигателя осуществлялась автоматически по сигналам
от гироскопов с помощью рулевых сопел двигательной установки;
приземления в составе парашютной системы посадки спускае-
мого аппарата, катапультируемого кресла космонавта с пара-
шютными системами и блоком НАЗ и автоматикой управления ра-
ботой системы;
аварийного спасения космонавта, построенную с учетом того,
что при аварии PH на старте или в начале полета космонавт ка-
тапультируется из спускаемого аппарата, а при аварии на осталь-
ных участках полета СА отделяется от приборного отсека КК и
PH для последующего спуска на Землю.
Вся наружная поверхность СА была покрыта теплозащитой
(массой до 800 кг), защищавшей конструкцию из алюминиевого
сплава от нагрева при полете в атмосфере на участке спуска.
Снаружи теплозащиты были наложены маты из экранно-вакуум-
ной теплоизоляции.
Стартовая масса всей РКС «Восток» составляла 287 т при
тяге двигателей I и II ступеней 408 тс на Земле, запускаемых
одновременно, а общая длина PH с КК «Восток» (от вершины го-
ловного обтекателя до среза сопел рулевых камер)—38,4 м. Бо-
лее подробные сведения о PH «Восток» приведены в книге «Раке-
ты-носители» (М„ Воениздат, 1981).
Космический корабль «Восход» — первый многоместный орби-
тальный КК — имел две модификации и состоял из двух отсе-
ков — спускаемого аппарата и приборного отсека с тормозной
двигательной установкой (КК «Восход»), и двух указанных отсе-
126
ков и шлюзовой камеры (КК «Восход-2»). Основные технические
характеристики КК «Восход» приведены в табл. 3.3.
Таблица 3.3
Технические характеристики космического корабля <Восход>
Параметр	Величина
Стартовая масса, т, в том числе СА	5,32—5,68 2,8-3,1
Габариты, м: длина (по корпусу) диаметр:	5,0
максимальный (по корпусу) СА Перегрузка на траектории баллистического спуска, ед. Продолжительность полета, сут	2,43 2,3 8-10 До 3
Первый многоместный КК «Восход» (летчики-космонавты
В. М. Комаров, К- П. Феоктистов, Б. Б. Егоров) был выведен
12 октября 1964 г. на орбиту с перигеем 177,5 км, апогеем 408 км
и наклонением 65°; 13 октября 1964 г. он совершил мягкую по-
садку на территории СССР.
18 марта 1965 г. был запущен КК «Восход-2» (летчики-космо-
навты П. И. Беляев и А. А. Леонов) на орбиту с перигеем 173 км,
апогеем 498 км и наклонением 65°. Используя надувной шлю-
зовой отсек и специальное оборудование, летчик-космонавт
А. А. Леонов впервые в мире вышел в открытое космическое про-
странство, пробыв вне КК 12 мин.
Бортовые системы КК «Восход» по сравнению с бортовыми
системами КК «Восток» имели следующие отличия:
двигательная установка для торможения при сходе с орбиты
имела дублирующий резервный тормозной пороховой реактивный
двигатель массой 145 кг, установленный в верхней части КК;
система ориентации была дополнена аппаратурой ориентации
с использованием ионных датчиков;
система приземления имела два основных парашюта и двига-
тель мягкой посадки в стренгах их подвески, а в СА вместо ка-
тапультируемого кресла были установлены два (или три) амор-
тизационных кресла с индивидуальными ложементами для чле-
нов экипажа;
в состав системы жизнеобеспечения был введен специальный
скафандр с автономным ранцем, а также надувная шлюзовая ка-
мера массой 250 кг, обеспечивающие выход человека в открытое
пространство (КК «Восход-2»).
Ракетой-носителем КК «Восход» была ракета-носитель, раз-
работанная на базе PH «Восток», но с более мощной III сту-
пенью, что позволило увеличить стартовую массу КК-
127
Космический корабль «Союз» — многоцелевой орбитальный КК
второго поколения. КК «Союз» (рис. 3.18) состоит из трех отсе-
ков: орбитального (бытового) отсека с агрегатом стыковки (или
специальным отсеком), спу-
скаемого аппарата и прибор-
но-агрегатного отсека. Его ос-
новные технические характе-
ристики приведены в табл. 3.4.
В 1962 г. была начата раз-
работка КК «Союз», а уже
в 1964 г. — экспериментальная
отработка его бортовых си-
стем и конструкции.
Летная отработка бортовых
систем и конструкции была
начата на ИСЗ «Космос-133»
28 ноября 1966 г.
Первый испытательный пи-
лотируемый полет КК «Союз-1»
состоялся 23 апреля 1967 г.
(летчик-космонавт В. М. Ко-
маров). Корабль был выведен
на орбиту с перигеем 180 км,
апогеем 228 км и наклонением
51,6°. После проведения до-
полнительной эксперименталь-
ной отработки началась дли-
тельная эксплуатация КК «Со-
юз» в пилотируемом вариан-
Рис. 3.18. Космический корабль «Союз-8» те, начиная с КК «Союз-3»
во иремя сборки	(летчик-космонавт Г. Т. Бере-
говой) , запущенного 28 октября
1968 г. к беспилотному ко-
раблю «Союз-2». При стыковке на орбите 16 января 1969 г. двух
пилотируемых КК «Союз-4» (летчик-космонавт В. А. Шаталов)
и КК «Союз-5» (летчики-космонавты Б. В. Волынов, А. С. Ели-
сеев, Е. Н. Хрунов) была образована первая экспериментальная
станция массой 12 924 кг и осуществлен переход через открытое
космическое пространство двух членов экипажа из одного КК
в другой. Впоследствии на КК «Союз-6», «Союз-7» и «Союз-8»
был выполнен групповой полет с маневрированием и сближением
на орбите. В июне 1970 г. КК «Союз-9» (летчики-космонавты
А. Г. Николаев и В. И. Севастьянов) совершил полет продолжи-
тельностью 17,7 сут. В 1971 г. КК «Союз» был модернизирован
в транспортный корабль (ТК) для доставки экипажа на орби-
тальную станцию «Салют» и в этом качестве использовался по
1981 г. включительно, обеспечивая длительную эксплуатацию
станций «Салют» и выполнение программы «Интеркосмос».
128
Таблица 3.4
Технические характеристики космического корабля «Союз»
Параметр	Величина
Стартовая масса (без учета ГО и САС), т, в том числе: СА: при старте после приземления приборно-агрегатного отсека орбитального отсека Габариты, м; длина (по корпусу) диаметр: максимальный (по корпусу) СА орбитального отсека размах солнечных батарей (при наличии) Свободный объем, м’: СА орбитального отсека Перегрузка на траектории спуска с использо- ванием аэродинамического качества СА Продолжительность полета, сут: автономного в составе орбитального комплекса	6,5-6,8 2,8 2,0—2,2 2,5-2,8 1,2-1,3 6,98-7,13 2,72 2,2 2,2 8,37 2,5 4,0 3-4 3-20 120
В 1974 г. КК «Союз» был доработан для экспериментального по-
лета по программе «Союз» — «Аполлон». В полете КК «Союз-16»
(летчики-космонавты А. В. Филипченко и Н. Н. Рукавишников)
была проведена проверка нового варианта корабля, а совместный
полет был осуществлен 15—20 июля 1975 г. при участии совет-
ского КК «Союз-19» (летчики-космонавты А. А. Леонов и
В. Н. Кубасов) и американского КК «Аполлон» (астронавты
Т. Стаффорд, Д. Слейтон, В. Бранд). КК «Союз-19» в полете
(снимок сделан из КК «Аполлон») показан на рис. 3.19.
На корабле «Союз-22», запущенном 15 сентября 1976 г. (лет-
чики-космонавты В. Ф. Быковский и В. В. Аксенов), была осуще-
ствлена программа фотографирования земной поверхности с по-
мощью многозонального космического фотоаппарата МКФ-6, раз-
работанного совместно специалистами СССР и ГДР и изготов-
ленного в ГДР на народном предприятии «Карл Цейс Йена».
Бортовые системы КК «Союз» включают:
систему ориентации и управления движением;
систему реактивных двигателей причаливания и ориентации;
сближающе-корректирующую двигательную установку;
систему электропитания;
комплекс систем жизнеобеспечения экипажа;
системы радиосвязи;
систему стыковки;
систему приземления спускаемого аппарата;
5 Космические аппараты
129
Рис. 3.19. Космический корабль
«Союз-19» в полете
систему управления бортовым комплексом аппаратуры и обо-
рудования;
систему аварийного спасения.
Система ориентации и управления движением работает как в
автоматическом, так и в ручном режиме и оснащена командными
приборами: гирокомплексом, датчиками ориентации, интегратором
ускорений, датчиками угловых скоростей, а также приборами-пре-
образователями, коммутацион-
но-логическими приборами и
приборами визуального кон-
троля ориентации корабля.
Часть этой системы, разме-
щенная в СА, обеспечивает
управление его движением на
участке спуска; ее исполни-
тельными органами являются
шесть реактивных двигателей
ориентации, в том числе че-
тыре двигателя по тангажу и
рысканью номинальной тягой
по 7,5 кгс и два двигателя по
крену номинальной тягой по
15 кгс, которые работают на
однокомпонентном топливе
(запас перекиси водорода —
30 кг), размещенном в двух
баках и подаваемом вытес-
нительной системой подачи.
Для ручного управления
КК используются пульт космо-
навтов с информационно-сиг-
нальными приборами, два ко-
мандно-сигнальных устройства
и две ручки управления.
Система реактивных двигателей причаливания и ориентации
предназначена для выполнения разворотов КК относительно его
центра масс вокруг трех осей и обеспечения координатных малых
перемещений центра масс вдоль каждой из этих осей. В состав
системы входят четырнадцать реактивных двигателей причалива-
ния и ориентации с номинальной тягой 10 кгс и восемь двигателей
ориентации с номинальной тягой 1—1,5 кгс, а также топливные
баки с однокомпонентным топливом (запас перекиси водорода —
140 кг), трубопроводы, система вытеснения и подачи топлива и
автоматика системы. Из четырнадцати двигателей причаливания
и ориентации десять расположены на раме переходной секции
приборно-агрегатного отсека рядом с топливными баками (в рай-
оне центра масс), а остальные четыре двигателя причаливания и
ориентации, а также восемь двигателей ориентации — у нижнего
шпангоута агрегатной секции приборно-агрегатного отсека.
130
Сближающе-корректирующая двигательная установка пред-
назначена для изменения скорости КК в направлении его про-
дольной оси (при проведении коррекций орбиты и при торможе-
нии для схода с орбиты) и состоит из основного сближающе-кор-
ректирующего однокамерного двигателя многократного запуска
с номинальной тягой 417 кгс, дублирующего двухкамерного
двигателя с номинальной тягой 411 кгс, четырех топливных ба-
ков, системы подачи топлива в двигатели и автоматики двига-
тельной установки. При работе основного двигателя КК стабили-
зируется с помощью двигателей причаливания и ориентации, а
при работе дублирующего двигателя — с помощью рулевых сопел,
работающих на газе одного из турбонасосных агрегатов двига-
тельной установки. Основной и дублирующий двигатели работают
на двухкомпонентном топливе: окислитель — азотная кислота и
горючее — типа гидразина (запас топлива в зависимости от про-
граммы полета КК — 0,5—0,9 т).
Система электропитания обеспечивает аппаратуру КК по-
стоянным током с номинальным напряжением 27 В и включает
основную химическую батарею, резервную батарею, а также ста-
тические преобразователи тока, счетчики ампер-часов и комму-
тационные щитки. Емкость основной батареи достаточна для про-
ведения автономного полета КК до его стыковки и последующего
автономного полета перед спуском на Землю. Для увеличения вре-
мени автономного полета на КК могут устанавливаться солнеч-
ные батареи площадью ~ 11 м2. Автономная батарея СА обеспе-
чивает электропитанием его системы на участке спуска и после
приземления или приводнения.
Комплекс систем жизнеобеспечения включает комплект ска-
фандров, системы обеспечения газового состава атмосферы жилых
отсеков, терморегулирования, питания и водообеспечения, ассени-
зационно-санитарное устройство, средства гигиенического и ме-
дицинского обеспечения. В жилых отсеках КК «Союз» с помощью
регенерационных агрегатов поддерживается обычная кислород-
но-азотная атмосфера с давлением около 760 мм рт. ст. с возмож-
ным увеличением процентного содержания кислорода по объему
до 40% и понижением давления до 520 мм рт. ст.
Скафандры используются экипажем при разгерметизации КК,
на участке выведения КК на орбиту, при проведении стыковки,
а также на участке спуска и возвращения на Землю. Система
терморегулирования обеспечивает сброс избыточного тепла
в космическое пространство путем прокачивания теплоносителя
через специальные радиаторы-излучатели, установленные сна-
ружи основного корпуса приборно-агрегатного отсека. Кроме то-
го, для исключения притока тепла от Солнца и неконтролируемо-
го сброса тепла конструкцией все отсеки КК закрыты многослой-
ной экранно-вакуумной теплоизоляцией. Системы питания и водо-
обеспечения включают в себя специальные рационы и запасы во-
ды в емкостях с устройствами подачи воды; эти системы
Ъ*
131
размещены как в орбитальном отсеке, так и в спускаемом аппа-
рате, ассенизационно-санитарное устройство в полном комплек-
те— только в орбитальном отсеке.
Системы радиосвязи КК состоят из командной радиолинии, си-
стем радиотелефонной и радиотелеграфной связи, радиотелемет-
рии, телевидения и радиотехнической системы сближения.
Командная радиолиния позволяет передавать на борт КК
команды с выдачей на Землю квитанции о приеме, а также обес-
печивает траекторные измерения. Она работает в дециметровом
диапазоне радиоволн через многовибраторную антенну с круговой
диаграммой обзора.
Система радиотелефонной и радиотелеграфной связи работает
в КВ и УКВ диапазонах, обеспечивает внутренние переговоры эки-
пажа, связь экипажа с Землей и между КК на орбите, а также
передает сигналы оперативной телеметрической связи через антен-
ны, установленные на корпусе приборно-агрегатного отсека (или
солнечных батареях) в виде штырей различной длины. Эта же си-
стема обеспечивает связь при спуске через щелевую антенну СА,
связь и пеленг на участке парашютирования и после посадки с
помощью антенны в стропах парашюта и антенн, раскрывающих-
ся на спускаемом аппарате (после посадки).
Радиотелеметрическая система позволяет вести передачу теле-
метрической информации о состоянии бортовых систем и агрега-
тов КК и данных о самочувствии членов экипажа как в режиме
непосредственной передачи, так и в режиме воспроизведения с за-
поминающих устройств, используя автономные передатчики и ан-
тенны.
Телевизионная система предназначена для контроля за про-
цессом причаливания и стыковки и для проведения телерепорта-
жей из жилых отсеков КК, причем телевизионное изображение в
первом случае поступает на бортовое видеоконтрольное устройст-
во, а во втором — передается на Землю по автономной радиоли-
нии или через командную радиолинию. Система имеет наружные
телекамеры на орбитальном отсеке и телекамеру в СА.
Радиотехническая система сближения предназначена для ав-
томатического сближения и стыковки КК и станции с взаимным
поиском, обнаружением и последующими измерениями углового
положения и угловой скорости линии визирования относительно
связанной с корпусом КК системы координат, расстояния между
КК или КК и станцией, радиальной составляющей относитель-
ной скорости КК и угла взаимного крена между стыкующимися
КК и станцией. Система начинает работать с расстояния около
20 км между КК или КК и станцией при относительной скорости
до 40—60 м/с без предварительного целеуказания об их взаимном
угловом положении. На «активных» и «пассивных» КК и станциях
установлены идентичные антенны обзора и пеленга. Кроме того,
на «пассивном» КК или станции имеются две антенны маяка, ан-
тенна ретранслятора и антенна крена, а на «активном» — гиро-
стабилизированная антенна головки наведения (в кардановом
132
подвесе), работающая с антенной ретранслятора, и антенна за-
проса, работающая в режиме причаливания на антенну обзора и
пеленга «пассивного» КК или станции. Электронная аппаратура
системы радионаведения установлена в орбитальном отсеке КК
«Союз» и в рабочем отсеке станции «Салют».
Система стыковки КК «Союз» состоит из стыковочного агрега-
та и приборов автоматики стыковки, задающей необходимые ре-
жимы работы при стыковке. Стыковочный агрегат установлен
в верхней части орбитального отсека КК и имеет люк диаметром
800 мм.
Система приземления спускаемого аппарата обеспечивает его
посадку вместе с экипажем и включает основную и запасную
парашютные системы, четыре твердотопливных двигателя мягкой
посадки (на корпусе СА), срабатывающих по команде от высото-
мера, амортизационные кресла и автоматику системы.
Система управления бортовым комплексом аппаратуры и обо-
рудования состоит из коммутационно-логических приборов, раз-
мещенных во всех отсеках КК.
Система аварийного спасения предназначена для обеспечения
безопасности экипажа в случае аварии PH на старте и на участ-
ке выведения КК на орбиту и построена по принципу использо-
вания как специальных средств (двигательная установка, авто-
матика и др.), так и штатных систем КК (см. главу 10).
Спускаемый аппарат, изготовленный в основном из алюминие-
вого сплава, имеет сбрасываемый перед посадкой лобовой тепло-
защитный экран, а также боковую теплозащиту и внутреннюю
теплоизоляцию.
Приборно-агрегатный отсек выполнен из алюминиевого, а ор-
битальный отсек — из магниевых сплавов.
Для выведения КК «Союз» на орбиту ИСЗ используется трех-
ступенчатая ракета-носитель «Союз», имеющая стартовую массу
Рис. 3.20. Ракетно-космическая система «Союз» во
время транспортирования на стартовую позицию кос-
модрома
до 310 т, общую длину (с КК «Союз») до 49,3 м и максимальный
размер по воздушным рулям на боковых ракетных блоках —
10,3 м (рис. 3.20)
133
Рис. 3.21. Автоматическая межпла-
нетная станция «Зонд» (общий вид)
I ступень (как и PH «Восток») имеет четыре боковых ракет-
ных блока длиной 19,8 м и диаметром 2,68 м каждый, оснащен-
ных четырехкамерными (с двумя дополнительными рулевыми ка-
мерами) двигателями РД-107.
II ступень включает центральный ракетный блок длиной
27,76 м (у PH «Восток» — 28,75 м) с максимальным диаметром
2,95 м, оснащенный четырехкамерным (с четырьмя дополнитель-
ными рулевыми камерами) дви-
гателем РД-108.
III ступень состоит из ракет-
ного блока длиной 8,1 м и диа-
метром 2,66 м (у PH «Восток» —
2,98 м и 2,58 м соответственно),
оснащенного четырехкамерным
двигателем (с рулевыми соп-
лами) тягой в пустоте 29,5 тс
(у PH «Восток»—однокамер-
ный тягой 5,6 тс).
Двигатели всех ступеней ра-
ботают на керосине и жидком
кислороде. При старте двигатели
I и II ступеней запускаются од-
новременно, развивая тягу 418 тс
на Земле.
Двигатель II ступени продолжает работу после сброса боко-
вых ракетных блоков. Через определенное время сбрасывается
головной обтекатель КК. Двигатель III ступени включается в
конце работы двигателя II ступени перед ее отделением, после че-
го сбрасывается хвостовой отсек III ступени. Продолжительность
активного участка работы двигателей всех ступеней PH около
9 мин.
Космический корабль или автоматическая межпланетная стан-
ция (АМС) «Зонд» — КК для отработки техники полета к Луне
с возвращением на Землю. АМС «Зонд» (рис. 3.21) состояла из
СА и приборно-агрегатного отсека, а также сбрасываемого перед
стартом к Луне опорного конуса массой 150 кг, установленного в
носовой части.
Основные технические характеристики АМС «Зонд» приведены
в табл. 3.5.
Старт к Луне выполнялся с промежуточной орбиты с перигеем
187 км и апогеем 219 км.
Первый полет АМС «Зонд-5» к Луне был выполнен 15 сентяб-
ря 1968 г. Облетев Луну, АМС вошла в атмосферу Земли со вто-
рой космической скоростью и выполнила спуск по баллистической
траектории в акваторию Индийского океана (рис. 3.22). На АМС,
запущенных 10 ноября 1968 г. («Зонд-6») и 8 августа 1969 г.
(«Зонд-7»), были отработаны облет Луны и возвращение на Зем-
лю с управляемым спуском в атмосфере в заданный район терри-
тории СССР. При полете АМС, запущенной 20 октября 1970 г.
134
Таблица 3.5
Технические характеристики автоматической межпланетной
станции «Зонд»
Параметр	Величина
Стартовая масса (без ГО и САС), т, в том числе:	5,3-5,5
СА	2,9-3,1
приборно-агрегатного отсека	2,25
опорного конуса Габариты, м: длина:	0,15
по корпусу на орбите ИСЗ	5,0
при полете к Луне диаметр:	4,5
максимальный (по корпусу)	2,72
СА	2,2
размах солнечных батарей	9,0
Перегрузка на траектории спуска с использо- ванием аэродинамического качества СА	4-7
Расчетная продолжительность полета, сут	7-8
Рис. 3.22. Спускаемый аппарат АМС «Зоид-5» в Индийском
океане
(«Зонд-8»), был отработан вариант возвращения на Землю со
стороны северного полушария.
В проведенных полетах был получен ценный материал, вклю-
чая фотографии Земли и Луны с различных расстояний, причем на
борту АМС «Зонд-5» находились живые существа — черепахи.
135
Бортовые системы АМС «Зонд» имели следующие особен-
ности:
система ориентации и управления движением новой разработ-
ки имела гироплатформу, датчики солнечной и звездной ориента-
ции и специальный вычислитель;
было увеличено количество реактивных двигателей, управляю-
щих движением СА на участке спуска в целях их дублирования
по каналу крена;
система реактивных двигателей ориентации с номинальной
тягой 1—1,5 кгс имела дублирующий комплект из восьми двига-
телей;
корректирующая двигательная установка была оснащена одно-
камерным реактивным двигателем номинальной тягой 410 кгс,
снабженным рулевыми соплами, с массой топлива 0,4 т;
система электропитания имела солнечные батареи площадью
11 м2 для подзаряда буферной химической батареи;
система дальней радиосвязи была оснащена остронаправлен-
ной антенной, работающей в дециметровом диапазоне волн для
обеспечения надежной связи на больших расстояниях;
тепловая защита СА была модернизирована с учетом ее на-
грева при входе СА в атмосферу со второй космической скоростью;
система приземления имела одну парашютную систему с ос-
новным парашютом площадью 1000 м2, двигатели мягкой посадки
и автоматику управления системой;
двигательная установка системы аварийного спасения была бо-
лее мощной с учетом особенностей PH.
Рис. 3.23. Космический корабль «Союз Т»
Ракетно-космическая система включала PH типа «Протон»
с дополнительной разгонной ступенью для старта АМС к Луне.
Космический корабль «Союз Т» (рис. 3.23)—усовершенство-
ванный трехместный орбитальный КК, созданный с учетом опыта
разработки и эксплуатации КК «Союз» — состоит из орбитально-
го (бытового) отсека с агрегатом стыковки, спускаемого аппарата
и приборно-агрегатного отсека новой конструкции.
136
Основные технические характеристики КК «Союз Т» приве-
дены в табл. 3.6.
Таблица 3.6
Технические характеристики космического корабли <Союз Т»
Параметр	Величина
Стартовая масса (без ГО и САС), т, в том числе:	6,85
СА орбитального отсека приборно-агрегатного отсека Габариты, м:	3,0 1,1 2,75
длина (по корпусу) диаметр:	6,98
максимальный (по корпусу) СА орбитального отсека размах солнечных батарей Свободный объем жилых отсеков, м3 Перегрузка на участке спуска, ед. Расчетная продолжительность полета, сут:	2,72 2,2 2,2 10,6 6,5 3-4
автономного в составе орбитального комплекса	4 120
16 декабря 1979 г. для отработки операций сближения и сты-
ковки со станцией «Салют-6» и выполнения 100-суточного полета
в составе орбитального комплекса был запущен корабль «Союз Т»
в беспилотном варианте. Первый испытательный пилотируемый
полет КК «Союз Т-2» (летчики-космонавты Ю. В. Малышев и
В. В. Аксенов) со стыковкой к станции «Салют-6» состоялся
5 июня 1980 г. 27 ноября 1980 г. стартовал КК «Союз Т-3» (лет-
чики-космонавты Л. Д. Кизим, О. Г. Макаров, Г. М. Стрекалов).
Основной задачей полета была отработка транспортного корабля
при полном составе экипажа.
12 марта 1981 г. был запущен КК «Союз Т-4» (летчики-космо-
навты В. В. Ковалевой и В. П. Савиных), полет которого поло-
жил начало регулярной эксплуатации КК «Союз Т».
Космические корабли «Союз Т» выводятся на орбиту PH
«Союз».
Бортовые системы КК «Союз Т» по сравнению с КК «Союз»
имеют следующие особенности:
система управления движением построена на принципах бес-
платформенной (отсутствуют гироскопы или гироплатформы)
инерциальной системы на базе бортового цифрового вычислитель-
ного комплекса; все режимы ориентации, в том числе на Землю
137
и Солнце, выполняются как автоматически, так и при участии
экипажа, а режимы сближения — на основе расчетов с помощью
БЦВК траекторий относительного движения и оптимальных ма-
невров при использовании информации от радиотехнической си-
стемы сближения; система автоматически контролирует динами-
ческие операции, расход топлива, состояние ряда приборов и аг-
регатов и может принимать решения об изменении режима ра-
боты или о переключении на резервные комплекты аппаратуры;
система управляется по командной радиолинии с Земли или эки-
пажем с использованием бортовых устройств ввода и отображе-
ния информации, включая дисплей, обеспечивает возможность пе-
рехода к ручному управлению на любом этапе полета и спуска;
сближающе-корректирующая двигательная установка с марше-
вым двигателем тягой 315 кгс в кардановом подвесе объединена
по питанию с системой двигателей причаливания и ориентации,
использует единые компоненты топлива в общих баках; примене-
ние такой комбинированной двигательной установки (КДУ) по-
зволяет перераспределять топливо между разными двигателями,
что обеспечивает оптимальное его использование и гибкость при
выполнении программы полета, особенно в нештатных ситуациях;
комбинированная двигательная установка имеет четырнадцать
двигателей причаливания и ориентации номинальной тягой до
14 кгс каждый и двенадцать двигателей номинальной тягой
2,5 кгс каждый;
система электропитания оснащена солнечными батареями,
исключающими зависимость (в части электропитания) вре-
мени автономного полета от емкости химических источников
тока;
комплекс систем жизнеобеспечения рассчитан на экипаж до
трех человек с использованием запасов газообразного кислорода
и поглотителей углекислого газа, скафандры имеют усовершенст-
вованную конструкцию;
система терморегулирования оснащена новыми гидроагрегата-
ми, радиатором-излучателем и автоматикой;
системы радиосвязи имеют телевизионную систему с лучшим
качеством передачи изображения, усовершенствованные командно-
программную радиолинию и радиотелеметрическую систему, при
этом кроме обычных используются антенны типа «антенной ре-
шетки»;
система управления бортовым комплексом новой разработки
имеет повышенную надежность, усовершенствован пульт космо-
навтов;
система приземления СА снабжена новыми парашютными си-
стемами и автоматикой, двигателями мягкой посадки с повышен-
ной энергетикой и высотомером для их запуска;
система аварийного спасения оснащена новыми твердотоплив-
ными двигателями и обладает улучшенными характеристиками, в
частности по уводу СА из опасной зоны,
138
3.7. АМЕРИКАНСКИЕ ПИЛОТИРУЕМЫЕ КК
Космический корабль «Меркурий» — первый орбитальный КК,
с помощью которого США начали освоение космического прост-
ранства КК «Меркурий» (рис. 3.24) состоял
из отсека экипажа, парашютной и антенной
секций.	,*	- ;
Отсек экипажа имел свободный объем
1,1 м3, теплозащиту массой 380 кг, восем-
надцать двигателей ориентации номинальной
тягой 0,45, 2,7 и 11 кгс; три пороховых дви-
гателя отделения тягой 182 кгс каждый и три
пороховых двигателя торможения общей тя-
гой 1,35 тс.
Парашютная система обеспечивала ско-
рость приводнения КК 9 м/с при использова-
нии основного парашюта диаметром 19,2 м.
Основные технические характеристики КК
«Меркурий» приведены в табл. 3.7.
Для выведения КК «Меркурий» на орбиту
с перигеем 160 км, апогеем 260 км и накло-
нением 32° использовалась PH «Атлас-Д»,
имевшая с КК стартовую массу ИЗ т при
тяге двигателей I ступени 163 тс и общую
длину 26,8 м.
Работы над КК «Меркурий» были начаты
в 1958 г. 13 сентября 1961 г. был выполнен
первый орбитальный полет в беспилотном
варианте (КК «Меркурий МА-4»), а 5 мая
(астронавт А. Шепард) и 21 июня (астро-
навт В. Гриссом) 1961 г. — два пилотируе-
Рис. 3.24. Космиче-
ский корабль «Мер-
курий» иа ракете-ио-
сителе
мых полета по баллистической траектории высотой 190 км.
Первый пилотируемый орбитальный трехвитковый полет КК
«Меркурий МА-6» (астронавт Д. Гленн) состоялся 20 февраля
Таблица 3.7
Технические характеристики космического корабля «Меркурий»
Параметр	Величина
Стартовая масса (с САС), т, в том числе:	1,935
после выхода иа орбиту после приводнения Габариты, м:	1,35 1,13
длина (по корпусу) диаметр максимальный (по корпусу) Перегрузка иа траектории баллистического спуска, ед. Продолжительность полета, сут	2,98 1,89 7,7—8,0 1,5
139
1962 г. Впоследствии было выполнено еще три полета, в послед-
нем из которых (астронавт Г. Купер) была достигнута про-
Рис. 3.25. Космический корабль
«Джемини» в полете
должительность полета 34 ч
20 мин.
Космический корабль «Дже-
мини» — двухместный орби-
тальный корабль — был разра-
ботан для проведения различ-
ных экспериментов в инте-
ресах развития космической
техники. КК «Джемини»
(рис. 3.25) состоял из отсе-
ка экипажа, секций радиоло-
катора и ориентации и агре-
гатного отсека. Секция радио-
локатора включала РЛС с
дальностью захвата 460 км
и БЦВМ.
Секция ориентации имела
шестнадцать двигателей ори-
ентации и управления спус-
ком с номинальной тягой по
11,3 кгс каждый и массу топ-
лива до 100 кг.
Отсек экипажа имел сво-
бодный объем 1,6 м2 и был
оснащен двумя катапульти-
руемыми креслами, основным
парашютом диаметром 25,6 м3
и имел аэродинамическое ка-
чество К = 0,17.
Агрегатный отсек включал четыре корректирующих двигателя:
два тягой по 38,5 кгс и два тягой по 45 кгс, четыре управляющих
двигателя тягой по 45 кгс, восемь двигателей ориентации тягой
по 11,3 кгс и четыре пороховых двигателя торможения общей тя-
гой 4,6 тс. Запас топлива составлял 180—427 кг.
Основные технические характеристики КК «Джемини» приве-
дены в табл. 3.8.
Для выведения КК «Джемини» использовалась ракета-носи-
тель «Титан-II», имевшая с КК стартовую массу 148,5 т при тяге
двигателей I ступени 195 тс и общую длину 33,2 м.
Работы над КК «Джемини» начались в 1961 г. 8 апреля
1964 г. состоялся первый запуск КК «Джемини-1» в беспилотном
варианте, а 23 марта 1965 г. — первый трехвитковый орбитальный
полет КК «Джемини-3» (астронавты В. Гриссом и Д. Янг). 3 июня
1965 г. на КК «Джемиии-4» был выполнен первый выход в кос-
мическое пространство (астронавт Э. Уайт). 15 декабря 1965 г.
через 5 ч 50 мин после старта КК «Джемини-6» (астронавты
У. Ширра и Т. Стаффорд) сблизился до расстояния 0,3 м с КК
140
Таблица 3.8
Технические характеристики космического корабля «Джемини»
Параметр	Величина
Стартовая масса, т, в том числе отсека экипажа после приводнения Габариты, м: длина (по корпусу) диаметр максимальный (по корпусу) Перегрузка на траектории с использованием аэродинамического качества СА, ед. Продолжительность полета (ресурс бортовых систем), сут	3,13 1.8-2,15 5,79 3,05 4-5 15
«Джемини-7» (астронавты Ф. Борман и Д. Ловелл), после чего
был выполнен групповой полет. Общая продолжительность полета
КК «Джемини-7» составила 330 ч 35 мин 17 с. 16 марта 1966 г.
экипаж КК «Джемини-8» (астронавты Н. Армстронг и Д. Скотт)
осуществили стыковку пилоти-
руемого КК с беспилотным объ-
ектом-мишенью (ракетой «Адже-
на-Д»).
На КК «Джемини-11» (астро-
навты Ч. Конрад и Р. Гордон)
были проведены четыре стыков-
ки с объектом-мишенью, достиг-
нута высота полета 1370 км,осу-
ществлен выход в космическое
пространство и проведен экспе-
римент по стабилизации в поле-
те двух объектов, соединенных
тросом. 11 ноября 1966 г. стартом
КК «Джемини-12» была закон-
чена серия из десяти пилотируе-
мых полетов по этой программе.
Космический корабль «Апол-
лон» — пилотируемый КК для
полета человека на Луну —
состоял из основного блока
(рис. 3.26), включавшего команд-
ный и служебный модули, и лун-
ной кабины (рис. 3.27), в состав
которой входили посадочная и
Рис. 3.26. Основной блок космиче-
ского корабля «Аполлон-11» над
поверхностью Луны
взлетная ступени.
Командный модуль основного блока (отсек экипажа) имел
двенадцать двигателей, управляющих спуском, тягой 42,2 кгс каж-
дый, три основных парашюта диаметром 26,7 м и аэродинамиче-
ское качество К=0,28—0,4.
141
Служебный модуль основного блока включал шестнадцать
управляющих двигателей тягой 45 кгс каждый и один маршевый
двигатель тягой 9,3 тс.
Посадочная ступень лунной кабины имела один посадочный
двигатель с регулируемой тягой от 0,47 до 4,76 тс, а взлетная сту-
пень— шестнадцать управляющих двигателей тягой 45 кгс каж-
дый и один взлетный двигатель тягой 1,59 тс.
Рис. 3.27. Лунная кабина космического корабля
«Аполлон-11» на Луне
Основной блок (ОБ) и лунная кабина (ЛК) КК «Аполлон»
при полете к Луне в состыкованном состоянии имели начальную
массу около 43,8 т при суммарной длине 17,7 м, свободный объем
для экипажа — 6,1 и 4,5 м3.
Основные технические характеристики КК «Аполлон» приве-
дены в табл. 3.9.
Для полета к Луне использовалась РКС «Сатурн-V—Аполлон»,
имевшая стартовую массу 2905 т при тяге двигателей I ступени
3450 тс и общую длину 110,7 м, причем полезная нагрузка трех-
ступенчатой PH «Сатурн-V» — КК «Аполлон-11» (КК, САС, пе-
реходник, защищающий ЛК) составила 49,762 т.
Разработка проекта КК «Аполлон» была начата в 1961 г.
26 февраля 1966 г. двухступенчатой PH «Сатурн-IB» был запу-
щен первый КК «Аполлон» (основной блок) в беспилотном ва-
рианте.
142
Таблица 3.9
Технические характеристики космического корабля «Аполлон»
Параметр	Величина
Стартовая масса (с САС),Т, в том числе: командного модуля при приводнении служебного модуля посадочной ступени взлетной ступени Габариты, м: командного модуля: длина диаметр служебного модуля: длина диаметр посадочной ступени: высота размер по опорам взлетной ступени: высота размер поперечный Расчетная продолжительность полета, сут	47,9 5,56 (0,111 топлива) 5,31 23,26 (19,1 топлива) 10,2 (8,22 топлива) 4,8 (2,64 топлива) 3,48 3,85 7,49 3,91 3,2 9,4 3,76 4,3 До 12
11 октября 1968 г. состоялся первый десятисуточный пилоти-
руемый полет КК «Аполлон-7» (астронавты У. Ширра, Д. Эйзел
и У. Каннингем) по геоцентрической орбите. 21 декабря 1968 г.
КК «Аполлон-8» (астронавты Ф. Борман, Д. Ловелл, У. Андерс),
запущенный PH «Сатурн-V», впервые освоил трассу «Земля —
Луна — Земля». Запуск 3 марта 1969 г. КК «Аполлон-9» позво-
лил провести его испытания на геоцентрической орбите в полном
составе.
Полет 18—26 мая 1969 г. КК «Аполлон-10» (астронавты
Т. Стаффорд, Д. Янг, Ю. Сернан) к Луне стал генеральной ре-
петицией перед высадкой на нее человека. 16 июля 1969 г. к Луне
стартовал КК «Аполлон-11» (астронавты Н. Армстронг, М. Ко-
линз, Э. Олдрин). Лунная кабина «Игл» с астронавтами Н. Арм-
стронгом и Э. Олдрином, отделившись от основного блока «Ко-
лумбия», 20 июля 1969 г. через 102 ч 45 мин 40,2 с после старта
с Земли совершила посадку на Луну в море Спокойствия. В те-
чение 21 ч 36 мин 21 с пребывания на Луне астронавты соверши-
ли выход на ее поверхность (Н. Армстронг — 2 ч 31 мин 40 с,
Э. Олдрин — 2 ч 15 мин), собрали 25 кг образцов лунного грунта
и вернулись на Землю.
Впоследствии к Луне было запущено еще шесть КК «Апол-
лон», пять из которых совершили посадку на ее поверхности.
Программу полетов к Луне завершил КК «Аполлон-17» в де-
кабре 1972 г,
143
Основной блок КК «Аполлон» был впоследствии использован
в качестве транспортного корабля для доставки астронавтов и
грузов на орбитальную станцию «Скайлэб».
В 1975 г. после модификации КК «Аполлон» принял участие
в первом международном космическом полете по программе
«Союз» — «Аполлон» совместно с советским КК «Союз-19»
(см. раздел 3.6).
Кроме командного и служебного модулей в состав КК «Апол-
лон» входил специально разработанный стыковочный модуль,
имевший массу 2 т, длину 3,15 м, диаметр 1,42 м и свободный
объем 3,65 м3.
При стартовой массе 18,85 т масса корабля на орбите соста-
вила 14,7 т (масса командного 5,9 и служебного 6,8 т модулей)
при суммарной длине 13,03 м.
При полете по программе «Союз» — «Аполлон» стартовая мас-
са РКС «Сатурн-1В — Аполлон» составила 589,7 т при тяге дви-
гателей I ступени 725 тс, а общая длина — 68,26 м.
Стыковка КК «Союз» и «Аполлон» состоялась 17 июля 1975 г.
в 19 ч 09 мин по московскому времени. Двое суток космические
корабли общей массой около 21 т летали в состыкованном состоя-
нии. После расстыковки были выполнены повторная стыковка и
ряд экспериментов в групповом полете.
Глава 4
ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ
4.1.	ПИЛОТИРУЕМЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ
Актуальность и широта задач, решаемых пилотируемыми ор-
битальными станциями, объясняют развитие этого направления
космической техники, а успехи, которые уже имеются в этой об-
ласти (полеты орбитальных станций «Салют» и «Скайлэб», в том
числе «Салют-6» и «Салют-7»), позволяют надеяться в недалеком
будущем на их постоянную эксплуатацию.
Современные орбитальные станции служат для проведения
исследований и экспериментов, освоения длительных полетов че-
ловека в условиях невесомости, отработки технических средств
космической техники, подготавливая ее дальнейшее развитие.
4.2.	СТАНЦИЯ КАК ОРБИТАЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС
Орбитальная станция или орбитальный комплекс — это сово-
купность состыкованных (соединенных) друг с другом элементов
собственно станции и комплекса ее средств, которые и определяют
ее конфигурацию.
Конфигурация станции является функцией времени, так как
количественный и качественный состав элементов, составляющих
станцию, может многократно меняться в течение полета.
Собственно станция может состоять из одного или нескольких
состыкованных друг с другом блоков, обеспечивающих функцио-
нирование станции как в автономном полете, так и во взаимодей-
ствии с комплексом средств станции.
Комплекс средств станции
В зависимости от задач, решаемых орбитальной станцией, и
способов их решения могут использоваться различные средства, в
том числе отдельные КА, которые, будучи самостоятельными, в
составе комплекса средств станции подчинены общим требованиям
выполнения ее задач.
Средства доставки экипажа иа станцию и возвращения его иа
Землю — пилотируемые КК, имеющие, помимо систем, обеспечи-
вающих выполнение автономного полета, системы сближения и
стыковки со станцией, а также средства, позволяющие последую-
щее достаточно длительное пребывание их в составе станции (КК
145
«Союз» для станции «Салют» и КК «Аполлон» для станции «Скай-
лэб»).
Количество пилотируемых кораблей, используемых для данной
станции, определяется числом экипажей, посещающих станцию
в соответствии с программой полета.
Средства материально-технического снабжения предназначены
для регулярного снабжения станции научными материалами и ин-
струментами, расходуемыми элементами служебных систем и т. п.
Ими могут быть грузовые корабли («Прогресс») или транспорт-
ные корабли, способные доставлять одновременно экипаж и груз
(«Союз» и «Аполлон»), а также грузы в виде блоков, которые
после выведения на орбиту транспортируются к станции с помощью
буксира. Количество грузовых кораблей определяется величиной
грузопотока, необходимого для поддержания запланированных
режимов функционирования и этапов полета станции.
Средства доставки на Землю результатов работ зависят от
массы, объема и габаритов последних. Результаты работ (точнее,
их материальные носители) — это экспонированные материалы
(пленки, образцы) и материалы, полученные в технологической
аппаратуре, различные пробы, агрегаты и приборы, требующие
доставки на Землю для продолжения исследований, и т. п.
Вначале, когда масса и габариты этих материалов были неве-
лики, они доставлялись на Землю пилотируемыми кораблями од-
новременно с экипажами. Так было на первых станциях «Салют»,
когда материалы возвращались одновременно с экипажем на КК
«Союз», так же было и на станции «Скайлэб», где для этого ис-
пользовались пилотируемые КК «Аполлон».
В дальнейшем, с увеличением массы и габаритов возвращае-
мых материалов и оборудования, задачу их возвращения можно
будет решить путем создания грузовозвращающих кораблей, спе-
циальных беспилотных кораблей или универсальных многоразовых
транспортных систем. Так, в процессе полета третьей основной
экспедиции станции «Салют-6» для возвращения грузов был ис-
пользован беспилотный корабль «Союз-32».
Средства перемещения грузов с орбиты на орбиту (буксиры)—
это средства будущего. В ряде случаев будет выгоднее возложить
выполнение задачи перехода КА с орбиты на орбиту и их сбли-
жение на специальный многократно используемый KA-буксир в
целях доставки к станции грузов, выведенных на низкую орбиту
ракетой-носителем, или каких-либо автоматических спутников для
проведения профилактических, регламентных и ремонтных работ,
изменения орбиты станции и т. п.
Пилотируемые орбитальные станции и их особенности
Так как общепринятая классификация орбитальных станций
пока отсутствует, рассмотрим возможные типы пилотируемых ор-
битальных станций по параметрам, существенно влияющим на их
облик:
146
время нахождения экипажа на станции;
способ создания конструкции станции на орбите;
решаемые задачи;
высота рабочей орбиты.
По времени нахождения экипажа станции можно разделить на
обитаемые (с практически постоянным пребыванием экипажа) и
посещаемые.
На обитаемых станциях «Салют» и «Скайлэб» основ-
ные задачи решают в период нахождения экипажа на ее борту,
т. е. выполнение основной программы во время пилотируемых эта-
пов полета станции.
Основу таких станций составляют системы, обеспечивающие
жизнедеятельность экипажей и профилактику длительного воздей-
ствия невесомости, средства предупреждения и обеспечения безо-
пасности, средства обеспечения комфорта и т. п. Кроме того, та-
кие станции должны иметь значительный объем жилых отсеков.
На посещаемых станциях основные задачи решают на
беспилотных этапах полета. Основная программа работы таких
станций выполняется в автоматическом режиме или при управле-
нии с Земли по командной радиолинии. На борту таких станций
экипаж находится сравнительно короткое время только для про-
ведения ремонтных, профилактических, регламентных, наладоч-
ных и т. п. работ или уникальных экспериментов с помощью ис-
следовательских инструментов станции, которые невозможно вы-
полнить автоматически.
Посещаемые станции могут иметь небольшие объемы жилых
отсеков и упрощенные системы обеспечения жизнедеятельности по
сравнению со станциями с постоянным пребыванием экипажей,
что позволяет увеличить массу научных инструментов и автома-
тических систем управления и существенно уменьшить грузопо-
ток.
По способу создания конструкции на орбите станции могут
быть моноблочными, многоблочными (или модульными) и сбор-
ными.
Моноблочные станции («Салют» и «Скайлэб») достав-
ляются на орбиту одной ракетой-носителем (PH); после неболь-
шого объема подготовительных работ на орбите (раскрытие эле-
ментов конструкции, расконсервация систем и проверка функцио-
нирования) станция готова к работе.
Преимуществом таких станций является их вывод на орбиту
практически в готовом, законченном, предварительно испытанном
на земле виде и небольшое (несколько суток) время подготовки
к работе. Однако габариты и масса таких станций ограничены
возможностями одной PH.
Многоблочные, или модульные, станции создаются
за счет стыковки на орбите двух и более блоков (модулей), каж-
дый из которых доставляется на орбиту отдельной PH. Каждый
блок такой станции конструктивно завершен и оснащен агрегата-
ми и системами, а после стыковки между собой их механических,
147
электрических, гидравлических, пневматических и других связей
станция готова к работе.
Модульные станции могут быть постоянной или пере-
менной конфигурации. Станции постоянной конфигурации после
их создания (стыковки модулей) сохраняют неизменными количе-
ство модулей (блоков) и общую конфигурацию. Станции пере-
менной конфигурации в период функционирования могут менять
как количество состыкованных модулей, так и общую конфигу-
рацию. Такие станции удобны при необходимости периодической
замены (например, по ресурсным соображениям) части модулей
(блоков) или обновления состава научных инструментов в процес-
се выполнения программы полета.
Сборные станции монтируют на орбите из отдельных эле-
ментов конструкции и агрегатов, выведенных на монтажную ор-
биту одной или несколькими PH. Такие станции не зависят по
своим габаритам и массе от PH. Считают, что станции будущего
будут создаваться только путем сборки на орбите (радиотелеско-
пы с диаметром в несколько сотен метров или орбитальные сол-
нечные электростанции), причем трудоемкость сборочных работ
таких станций очень велика. Так, по оценкам американских спе-
циалистов, для сборки солнечной электростанции промышленной
мощностью 5000 МВт необходима работа бригады монтажников
в количестве 500 человек в течение шести месяцев. Создание та-
кой станции на орбите следует рассматривать как самостоятель-
ную, автономную задачу.
По профилю решаемых задач станции могут быть универсаль-
ными и специализированными.
Универсальные станции («Салют», «Скайлэб») исполь-
зуются для решения широкого круга задач и оснащаются боль-
шим набором экспериментального оборудования и научных ин-
струментов.
С углублением исследований, а также с возможным появлением
промышленного производства на орбите могут создаваться и
специализированные станции, предназначенные для ре-
шения какой-либо одной задачи и оснащенные специализирован-
ным оборудованием и инструментами. Такими станциями могут
быть технологическая станция для производства уникальных ма-
териалов, астрофизическая лаборатория, монтажная станция
и т. д.
Уход от торможения в верхних слоях атмосферы Земли (при
увеличении размеров станции) или решение некоторых научных
задач (создание радиотелескопа-интерферометра) потребует в бу-
дущем создания высокоорбитальных станций. С увеличением вы-
соты орбиты резко возрастет потребная энергетика на выведение
как самой станции, так и комплекса средств, используемых стан-
цией (пилотируемых и грузовых космических кораблей), что в свою
очередь вызовет необходимость увеличения энергетики PH, созда-
ния специальных разгонных блоков, использования буксиров
и т. п.
148
Экипаж станции
Экипаж станции необходим для выполнения наблюдений, про-
ведения научных исследований, управления работой аппаратуры
для прикладных и экономических задач, технических эксперимен-
тов, монтажно-демонтажных работ, освоения длительных полетов
в условиях невесомости и т. д., т. е. для выполнения задач, кото-
рые невозможно решить с помощью автоматики или которые тре-
буют создания слишком сложной и дорогостоящей аппаратуры.
Наличие экипажа требует создания средств его доставки на стан-
цию и возвращения на Землю, жилых отсеков достаточных объ-
емов; установку системы жизнеобеспечения (СЖО) и безопасно-
сти, пополнения расходуемых материалов (пища, вода, кислород
и др.); установку бытового оборудования и средств комфорта
и т. п.
Однако несмотря на эти сложности и учитывая, что процесс
освоения человеком условий жизни и работы на орбите еще да-
леко не закончен, перед экипажем ставят более широкие задачи,
в том числе и те, которые можно решить автоматическими сред-
ствами.
Количество членов экипажа (одновременно находящихся на
станции) зависит от многих факторов. В настоящее время счи-
тают, что по соображениям безопасности в длительном полете
(подстраховка друг друга, психологическая поддержка) количе-
ство членов экипажа должно быть не менее двух человек, а опти-
мальным количеством членов экипажа (длительное время нахо-
дящихся на борту станции)—два-три человека. Это количество
может увеличиваться за счет экспедиций посещения до предель-
ных возможностей кораблей и станции (для станции типа «Са-
лют»— до четырех—шести человек). При этом учитывают по-
требности в управлении научной и служебной аппаратурой, воз-
можности пилотируемого корабля, оптимизацию по балансу
расходуемых элементов СЖО, которые необходимо пополнять
с помощью грузовых кораблей, и др.
Для современных станций количество членов экипажа посеще-
ния также не будет превышать двух-трех человек, что позволит
при создании таких станций затратить минимальные массы на
жилые отсеки и систему жизнеобеспечения.
Для больших станций (например, база для строительства сол-
нечной электростанции на орбите) количество членов экипажа
будет определяться потребностями выполнения задачи в заданный
срок и может составлять несколько десятков человек.
Специализация экипажа зависит от количества его членов. При
двух членах основного экипажа специализация их практически от-
сутствует, оба члена экипажа взаимозаменяемы по основным опе-
рациям полета (по соображениям безопасности и надежности).
Члены экспедиции посещения могут специализироваться только на
решении задач, характерных для данной экспедиции (например,
149
международный экипаж со своей аппаратурой и экспери-
ментами).
Введение в состав экипажа третьего (и более) члена позволит
снизить или исключить совсем требования по знанию им (ими)
служебных систем станции и кораблей, которые обеспечивают
безопасность работы и возвращение экипажа в любых ситуациях
(эта задача возложена на первых двух членов экипажа), и в ко-
роткий срок подготовить к полету любого специалиста высокой
квалификации (астрофизика, геофизика, наладчика аппаратуры и
инструментов, врача и т. п.) для выполнения им узкой, специаль-
ной задачи.
При создании больших станций, на которых количество членов
экипажа может достигать нескольких десятков человек, необходи-
ма большая дифференциация и специализация между ними, при-
чем состав специалистов может зависеть от работ, выполняемых
на станции (например, на этапе сборки станции из элементов кон-
струкции будут преобладать монтажники, на этапе настройки
научной аппаратуры — специалисты-наладчики и т. д.).
Режим работы членов экипажа станции может быть либо н е-
прерывным (с передаваемыми «вахтами — сменами»), либо
синхронным, как на станции «Салют-6», где сон и бодрствова-
ние всех членов экипажа происходит в одно и то же время. Такой
режим имеет много положительных моментов, удобен с точки зре-
ния взаимодействия с Землей.
Однако для выполнения некоторых служебных (прибытие и
стыковка к станции другого корабля) или научных (наблюдение
заданного природного явления) операций возможно нарушение
режима работы экипажа из-за несовпадения проводимых опера-
ций с принятым режимом. Поэтому при выполнении операций,
требующих постоянного участия экипажа, более целесообразным
может быть непрерывный режим работы.
Длительность полета одного экипажа (одной смены) необхо-
димо рассматривать исходя из выбора оптимальной длительности
смены экипажа (частоты смены экипажей) и дальнейшего изуче-
ния возможностей увеличения длительности полета человека в
космосе.
Оптимальную длительность полета одного экипажа обычно вы-
бирают с учетом:
достигнутой длительности безопасного непрерывного нахожде-
ния на станции (с использованием имеющихся средств профилак-
тики невесомости и психологической поддержки);
поддержания достаточно высокой работоспособности и качества
работы;
возможностей (ограничений) и стоимости замены экипажей
(различной для низко- и высокоорбитальной станций).
Изучение возможностей дальнейшего увеличения длительности
полета человека в космосе — это задел на будущее (экспедиции
к другим планетам, работа на орбитальных промышленных стан-
150
циях, сборка сооружений, организация поселений около Земли
и т. п.). С точки зрения разработки пилотируемой космической тех-
ники важно знать предельные возможности человека и средств
профилактики невесомости и определить границу целесообразно-
сти перехода к созданию искусственной тяжести. Эти задачи пред-
стоит решать на пилотируемых орбитальных станциях.
Этапы полета
Основными и наиболее характерными участками полета стан-
ции считают этапы создания станции на орбите, доставки и воз-
вращения экипажей (смена экипажей), материально-технического
снабжения, исследований или решения хозяйственных задач
(рис. 4.1).
Этап создания на орбите моноблочной станции может состав-
лять всего несколько дней, модульной станции в зависимости от
количества стыкуемых модулей и объема монтажных работ — от
нескольких недель до нескольких месяцев, а сборной станции —
несколько лет. На этап создания могут накладываться этапы
смены экипажей и материально-технического снабжения.
В процессе раскрытия (разворачивания) элементов конструк-
ции возможен выход экипажа в открытый космос с применением
средств передвижения вне гермоотсеков и монтажных манипуля-
торов, а при создании протяженных пространственных конструк-
ций— применение специальных сборочных агрегатов и технологи-
ческой оснастки.
Станция может собираться как на рабочей, так и на промежу-
точной орбите, с выходом на рабочую орбиту с помощью своей
двигательной установки или грузового корабля, или буксира, или
разгонного модуля и т. п.
Этап доставки и возвращения экипажа (смена экипажа)
может продолжаться от нескольких часов до нескольких
суток.
В существующих схемах полета (это, очевидно, сохранится и
в будущем) пилотируемые корабли при сближении являются ак-
тивными, т. е. сближение и стыковка идут за счет маневрирова-
ния (изменения орбиты) самого корабля.
Этап материально-технического снабжения может быть от не-
скольких суток до нескольких недель и зависит от объема погру-
зочно-разгрузочных и монтажно-демонтажных работ, которые не-
обходимо выполнить по прибытии корабля с грузом.
Этап исследований или решения хозяйственных задач является
основной выходной характеристикой станции, суммарная длитель-
ность которого закладывается при разработке станции, исходя из
поставленных перед ней задач. На этот этап могут накладываться
(или прерываться) этапы смены экипажа и материально-техниче-
ского снабжения.
151
Рис. 4.1. Возможные этапы создания орбитальных
станций
Данные операции могут периодически повторяться в
процессе создания или функционирования станции

4.3.	ОРГАНИЗАЦИЯ МАТЕРИАЛЬНО-ТЕХНИЧЕСКОГО
СНАБЖЕНИЯ
Задачей материально-технического снабжения станции явля-
ются:
доставка научных материалов и инструментов;
доставка сырья, полуфабрикатов, элементов конструкции, агре-
гатов и т. п. для работы в космосе;
пополнение запасов и доставка блоков для обеспечения ре-
сурса служебных систем (средств обеспечения жизнедеятельно-
сти, топлива и т. п.).
Структура и соотношение масс и объемов доставляемых грузов
зависят от типа станции, принципов построения и характеристик
служебных систем, этапа полета и т. п.
Для примера рассмотрим грузопоток станции «Салют-6». В те-
чение первых трех основных экспедиций на станцию «Салют-6»
было доставлено около 12 т грузов, из них сухих* — 75%, жидко-
стей и газов — 25%.
Масса доставленного оборудования по принадлежности к си-
стемам распределялась в таком отношении: СУБК, освещение
0,39%; СОУД, СИО, ДУ, система стыковки 0,57%; РТК, СТИ
1,37%; СЭП 1,97%; СТР, СЖО, медицинская аппаратура и быто-
вые принадлежности 95,7%.
В числе научных материалов доставлено около 170 кг фото- и
кинопленки, что составило 20% массы доставленного научного
оборудования.
Масса и объем сухих грузов значительно превышали массу и
объем жидкостей и газов, причем в будущем эта разница, по-ви-
димому, будет увеличиваться. Поэтому грузовые корабли должны
иметь достаточно большие объемы для сухих грузов, а их габа-
риты и суммарные объемы для сухих грузов в свою очередь на-
кладывают существенные ограничения на системы и конфигура-
цию станции.
В целях экономии объемов в ряде случаев целесообразно идти
на доставку жидкостей и газов в специальных емкостях вне гер-
моотсеков грузовых кораблей с перекачкой их затем в емкости
станции, даже если это вызовет увеличение массы станции и гру-
зового корабля.
Размещение и крепление грузов в отсеке грузового корабля
должны обеспечивать:
универсальность конструкции размещения и крепления, позво-
ляющую в широком диапазоне варьировать номенклатурой и ко-
личеством доставляемых грузов;
возможность крепления в грузовом корабле отработанного обо-
рудования в процессе или после разгрузки корабля;
* Под сухим грузом понимают груз, который доставляется в гермоотсеке
грузового корабля, а затем переносится в отсеки станции, а под жидкостями
и газами — грузы, размещенные в специальных баках и баллонах, из которых
они перекачиваются в емкости станции.
153
минимальную трудоемкость погрузочно-разгрузочных работ.
В грузовых кораблях желательно иметь холодильные или мо-
розильные установки для хранения доставляемых скоропортящих-
ся продуктов и фотопленок.
В ряде случаев целесообразно проводить эксперименты на на-
учной аппаратуре, размещаемой на грузовом корабле, без пере-
носа ее на станцию.
4.4.	КОНСТРУКЦИЯ
Создание пилотируемых орбитальных станций связано с реше-
нием ряда проблем как в части проектирования и выбора пара-
метров бортовых систем, так и в части разработки конструкций
самой станции.
Особенности бортовых систем
Все бортовые системы станции можно разделить на две груп-
пы: первая — научная аппаратура и инструменты, выполняющие
основную целевую задачу станции, и вторая — служебная аппа-
ратура, обеспечивающая ее функционирование.
Научная аппаратура станции определяется задачами, решае-
мыми ею, и в то же время диктует требования к характеристикам
и режимам функционирования служебных систем.
Обычно в состав служебных систем станции входят:
система управления бортовым комплексом (СУБК);
система ориентации и управления движением (СОУД);
двигательные установки (ДУ) и система исполнительных орга-
нов (СИО);
бортовой радиотехнический комплекс (БРТК);
система бортовых измерений (СБИ);
система электропитания (СЭП);
система обеспечения теплового режима (СОТР);
система жизнеобеспечения (СЖО);
медицинская аппаратура и средства профилактики;
система освещения (СО);
система стыковки;
запасной инструмент и приспособления (ЗИП).
Особенностью СУБК долговременных станций является управ-
ление большим количеством приборов (например, на станции «Са-
лют-6» — около 1500) и обеспечение взаимодействия с СУБК кос-
мических кораблей и модулей, подстыкованных к станции. С раз-
витием станций СУБК, сохраняя возможность ручного управле-
ния основными режимами, должна в будущем обеспечивать все
большую автономность полета за счет максимальной автоматиза-
ции управления и диагностики состояния бортовых систем, что
позволит разгрузить экипаж станции и наземный персонал управ-
ления. Решение таких задач возможно только с использованием
154
в СУБК электронно-вычислительных машин (ЭВМ) и разработки
сложного и объемного математического обеспечения.
Система ориентации и управления движением (СОУД) обычно
кроме управления движением центра масс и около центра масс
станции обеспечивает решение навигационных задач, измерение
параметров относительного движения и управление процессом
сближения с кораблем или модулем, наведение элементов станции
на заданную точку в пространстве (например, антенны — на спут-
ник-ретранслятор), при этом наряду с автоматическими режимами
могут применяться и ручные режимы с использованием визуаль-
ных приборов и индикаторов.
Отличительной особенностью СОУД станций переменной кон-
фигурации является обеспечение режимов СОУД при изменении
конфигурации станции (при этом меняются моменты инерции, по-
требные управляющие моменты и другие характеристики), а так-
же использование чувствительных элементов органов управления
и запасов топлива, размещенных на корабле или модуле.
Решение навигационных задач (определение местоположения
станции в пространстве) позволяет существенно увеличить авто-
номность станции при выполнении экспериментов и управлении
бортовой аппаратурой.
Двигательные установки (ДУ) и система исполнительных орга-
нов (СИО) служат для управления движением станции относи-
тельно центра масс и изменения скорости движения центра масс
станции.
Использование двигательных установок на долговременных
станциях связано с расходом запаса рабочего тела, требующего
регулярного пополнения. Так, на станции «Салют-б» предусмотре-
на объединенная двигательная установка с многоразовой систе-
мой дозаправки топливом, доставляемым грузовым кораблем
«Прогресс».
В целях экономии рабочего тела и, как следствие, сокращения
грузопотока для управления станцией относительно ее центра масс
могут применяться силовые гироскопы, использование которых
возможно и в тех случаях, когда по условиям проведения экспе-
риментов недопустимо загрязнение пространства, окружающего
станцию, выбросами, образующимися в результате сгорания ра-
бочего тела в двигателях ориентации.
В ряде случаев целесообразно не размещать на станции дви-
гательную установку, а использовать для изменения скорости дви-
жения центра масс, а также для ориентации и стабилизации дви-
гательные установки подстыкованных к станции КК, модулей или
буксиров. Так, для коррекции орбиты станций «Салют-б» и «Скай-
лэб» неоднократно использовались двигательные установки под-
стыкованных к ним КК.
Бортовой радиотехнический комплекс (БРТК) предназначен для
обеспечения связи и обмена информацией с Землей.
Одной из главных проблем является обеспечение максимально
длительной (в пределе — непрерывной) связи станции с Центром
155
управления, что необходимо, во-первых, для проведения исследо-
ваний, требующих непосредственной передачи на Землю результа-
тов измерений, и, во-вторых, для существенного повышения безо-
пасности полета и оперативности управления. Радикальное реше-
ние этой проблемы — использование для связи спутников-ретранс-
ляторов, что в свою очередь требует размещения на станции до-
статочно громоздких остронаправленных антенн, а также системы
наведения и слежения за спутником-ретранслятором.
Другой достаточно сложной проблемой является распределе-
ние частот между радиосредствами самой станции и кораблями,
модулями и другими КА, входящими в комплекс средств станции.
Телефонно-телеграфная система связи (ТТС)
обеспечивает связь экипажа станции с Землей и с экипажами
взаимодействующих с ней КК, связь космонавтов в скафандрах,
находящихся снаружи станции, с космонавтами, находящимися
внутри станции, и с Землей; внутреннюю связь между отсеками
станции, КК и модулями, запись речи на магнитофон и воспро-
изведение.
Телевизионная система (ТС) позволяет вести передачи
изображения на Землю с внутренних репортажных или стационар-
ных телекамер (показ интересующих Землю рабочих моментов,
элементов конструкции, состояния приборов, визуальной научной
информации и т. п.) и внешних камер (контроль сближения, об-
зор поверхности станции, наблюдение за «выходом» экипажа
и т. п.) и с Земли на борт станции (техническая информация,
информация в рамках психологической поддержки — связь с
семьями, показ кинофильмов и т. п.), а также обеспечивает внут-
реннюю телевизионную связь, видеозапись и воспроизведение.
Аппаратура радиоконтроля орбиты (РКО) обес-
печивает с помощью приемоответчика замер параметров траекто-
рии движения станции наземными средствами. В будущем с раз-
витием собственной навигационной системы станции или с введе-
нием в строй спутниковой навигационной системы можно будет
избавить Землю от этой достаточно трудоемкой и регулярной
функции, исключив из состава станции аппаратуру РКО и пере-
дав эту задачу бортовой навигационной системе.
Система бортовых измерений (СБИ) предназначена для сбора
информации со служебных систем и научной аппаратуры и пере-
дачи ее на Землю по телеметрической радиолинии как в режиме
непосредственной передачи на Землю, так и в режиме записи
с последующим воспроизведением. Эффективность использования
телеметрической радиолинии повышается за счет способности си-
стемы телеизмерений уплотнять собранную информацию перед
передачей на Землю.
Характеристики системы телеизмерений (информативность, ско-
рость записи и др.) определяются в первую очередь требованиями
научной аппаратуры.
Классической и оптимальной системой электропитания (СЭП)
для станций сегодняшнего и большинства станций завтрашнего
156
дня является система, включающая солнечные и буферные ба-
тареи.
Хотя мощность СЭП существующих станций достаточно велика
(4 кВт), мощность СЭП последующих станций может быть боль-
шей, во-первых, из-за роста потребления служебных систем,
главным образом СЖО (ее потребляемая мощность возрастает
с увеличением степени замкнутости системы и может достигнуть
нескольких киловатт на каждого члена экипажа), и, во-вторых,
из-за увеличения потребностей научной и технологической аппа-
ратуры. Так, организация полупромышленного технологического
производства материалов может потребовать уже десятки кило-
ватт электроэнергии. Для СЭП кораблей и станций принято на-
пряжение постоянного тока 25—30 В с преобразованием его, при
необходимости, в переменный в СЭП или в самой потребляющей
системе.
Одной из проблем СЭП станции являются помехи, которые
создаются в цепях питания большим количеством потребителей и
для устранения которых необходимо введение специальных филь-
тров, разделения шин, источников питания и т. п.
Другой проблемой является эрозия и старение элементов сол-
нечных батарей, которая ведет к снижению мощности, снимаемой
с единицы их поверхности, что требует либо установки заведомо
больших площадей солнечных батарей, либо замены панелей
с элементами по мере их старения. По мере старения требуют
замены и буферные батареи.
Система обеспечения теплового режима (СОТР) помимо под-
держания заданного теплового режима жилых отсеков, приборов,
агрегатов, конструкции, пристыкованных кораблей и модулей обес-
печивает заданный уровень влажности в жилых и приборных зо-
нах, поддержание низких температур в холодильных и морозиль-
ных шкафах с пищей, фотопленкой, биообъектами и другими ма-
териалами.
Потребная тепловая мощность СОТР (мощность сбрасываемого
тепла) определяется мощностью СЭП, количеством членов экипа-
жа и мощностью независимых источников тепла (например, изо-
топных подогревателей).
Потребной тепловой мощности должна соответствовать площадь
радиаторов-излучателей (на станции «Салют-1» около 21 м2).
Одним из способов уменьшения площади радиаторов является
использование холодильных машин, что в свою очередь требует
увеличения мощности СЭП, а следовательно, и мощности тепло-
съема. Поэтому целесообразность такого способа может быть оце-
нена в результате балансных расчетов тепловой и электрической
мощности, а также массы систем обоих вариантов.
Большие радиаторы уязвимы с точки зрения пробоя магистра-
лей с хладагентом метеорами, поэтому необходимо предусматри-
вать секционирование их панелей с обеспечением возможности
последующего ремонта.
Хладагент, используемый в контурах СОТР, расположенных
157
в жилых отсеках, должен быть нетоксичным и пожаробезопас-
ным.
СОТР обеспечивает температуры от 20 до 30°С в жилых отсе-
ках, от 0 до +40°С в приборной зоне, от +3 до +8°С в холо-
дильных и до —20°С в морозильных шкафах.
Дополнительно СОТР может охлаждать чувствительные эле-
менты научной аппаратуры до уровня «азотных» или «гелиевых»
температур (на станции «Салют-6» — приемника большого субмил-
лиметрового телескопа с использованием машинного замкнутого
цикла).
Принцип построения системы жизнеобеспечения (СЖО) зави-
сит от типа станции: посещаемая или с постоянным пребыванием
экипажа. СЖО посещаемых станций может быть построена на
простейших принципах, в основном с использованием запасов,
а СЖО станций с постоянным пребыванием экипажа — по воз-
можности на замкнутых циклах.
Медицинская аппаратура и средства профилактики предназна-
чены для оперативного и детального медицинского контроля, ме-
дицинских исследований, а также для оказания первой медицин-
ской помощи.
Для длительных полетов существенными становятся пропорции
и концентрация отрицательных и положительных ионов в воздухе
и дозы ультрафиолетового облучения, получаемые человеком, по-
этому в составе станции целесообразно предусматривать иониза-
торы воздуха и средства ультрафиолетового облучения.
В качестве средств профилактики невесомости используются
беговая дорожка (тредбан), велоэргометр, вакуумная емкость,
создающая пониженное давление на нижнюю часть тела, трениро-
вочно-нагрузочные костюмы (ТНК).
Средства измерения радиации позволяют измерять интенсив-
ность облучения, интегральные дозы и т. п. В качестве профилак-
тики и защиты от повышенной радиации могут применяться ме-
дикоментозные средства, индивидуальные защитные средства, от-
секи с большой массой на единицу поверхности, специальные убе-
жища.
Система освещения (СО) включает:
рабочее и дежурное освещение жилых отсеков, постов управ-
ления, рабочих мест;
освещение для кинофотосъемок и телевизионных передач (цвет-
ной спектр);
наружное освещение (для «выхода»);
габаритные и опознавательные огни, используемые при стыков-
ках КК и модулей.
Система освещения определяет количество и расположение
внутренних светильников с учетом уровней освещенности в раз-
личных точках отсека. Светильники должны иметь раздельное
(группами или по одному) включение и регулирование яркости.
На станции «Салют-6» используются экономичные и безопас-
ные в эксплуатации люминесцентные светильники.
158
Система стыковки обеспечивает:
механический захват на заключительном этапе причаливания;
взаимное выравнивание станции и КК;
механическую стыковку к станции КК или модуля;
стыковку и герметизацию герметичных отсеков станции и КК
с обеспечением возможности внутреннего перехода экипажа;
стыковку электро-, гидро- и пневматических коммуникаций.
Одним из факторов, влияющих на габариты и массу стыковоч-
ного узла, является величина линейного и углового промаха си-
стемы сближения на конечном участке и скорость подхода КК к
станции. Поэтому при выборе параметров системы сближения и
стыковочного узла необходимы балансные расчеты для выявления
их оптимальных значений. Другим фактором, влияющим на раз-
меры стыковочного узла, является размер его люка для перехода
экипажа и переноса груза.
К настоящему времени разработаны и опробованы в полете
два типа стыковочных узлов: «штырь—конус» и андрогинный.
Стыковочные узлы «штырь—конус» использовались на станциях
«Салют» и «Скайлэб», а андрогинный — в совместном проекте
«Союз» — «Аполлон».
Целесообразность использования того или иного стыковочного
узла определяется задачами, поставленными перед станцией.
Однако перед космической техникой стоят задачи, которые тре-
буют возможности стыковки друг с другом любых КА, имеющих
стыковочные узлы (например, для спасательных операций в кос-
мосе). Такой подход был положен в основу программы «Союз» —
«Аполлон».
Запасной инструмент и приспособления (ЗИП) используют для
проведения ремонтных, регламентных и профилактических работ,
а также для монтажных работ при создании станции. В состав
ЗИП входит как универсальный, так и специальный инструмент
для проведения механических работ (резка, сверление и т. п.) и
работ с электромеханическим и электронным оборудованием (пай-
ка, измерения тестером и др.).
К космическому инструменту предъявляют такие требования,
как удобство работы одной рукой, фиксация инструмента (напри-
мер, к руке), безынерционность и др. Соответственно крепежные
элементы в конструкциях станции разрабатывают с учетом при-
меняемого инструмента.
Особенности компоновки. Конструктивно-
компоновочные проблемы
Конструкция и компоновка орбитальных станций достаточно
разнообразны, хотя и имеются общие черты, присущие всем стан-
циям. Орбитальная станция состоит из герметичных и негер-
метичных отсеков. Первые из них предназначены для жилых
и рабочих помещений экипажа, а также для размещения обору-
дования и аппаратуры, вторые—для научных инструментов и
159
аппаратуры, используемой в открытом космосе. Кроме того, в не-
герметичных отсеках с целью экономии массы конструкции или
из соображений безопасности могут размещаться баки с топливом
и агрегаты двигательных установок, баллоны с газами, баки с
жидкостью и др.
Характерными наружными элементами станции являются па-
нели солнечных батарей и радиаторов СОТР, стыковочные узлы,
иллюминаторы, люки для выхода наружу станции, внешние огни
и телекамеры, различные чувствительные элементы систем, антен-
ны и штанги с антеннами и т. п.
При компоновке и конструкции станции учитывают ограниче-
ния, связанные с размещением на PH и условиями выведения, тре-
бования, предъявляемые к станции в полете, а также условия
создания, испытаний и подготовки к старту станции на Земле.
В соответствии с условиями размещения служебных блоков и
научных инструментов определяют необходимость и количество
негерметичных отсеков с учетом достижения минимальной массы
конструкции.
При размещении станции (или блока станции, если станция
многоблочная) на PH одной из самых сложных проблем является
выдерживание заданных лимитов массы и габаритов головной части
(ГЧ).
После распределения лимитов массы на системы, агрегаты и
конструкцию станции проводится непрерывный контроль баланса
массы, заканчивающийся перед самым стартом после окончатель-
ного взвешивания станции. Этот контроль необходим для опре-
деления центровки и своевременной компенсации возрастания
массы отдельных систем и агрегатов, причинами которого могут
быть:
уточнение массы систем и агрегатов при разработке, изготов-
лении и испытаниях;
уточнение массы конструкции при разработке чертежно-техни-
ческой документации и компоновке станции, проведении прочност-
ных и жесткостных расчетов по результатам динамических, ста-
тических, конструктивно-доводочных и других испытаний;
доработки конструкции и систем, связанные с результатами
комплексных испытаний на заводе-изготовителе и технической по-
зиции.
Возросшая масса компенсируется за счет существующего ре-
зерва массы, закладываемого в процессе проектирования, пере-
распределения массы с учетом доставляемого оборудования
(уменьшение начального запаса, доставка транспортными кораб-
лями некоторых блоков и т. п.) и снятия с систем второстепенных
функций и задач с соответствующим уменьшением лимита массы
систем.
Габариты станции определяются габаритами ее корпуса (гер-
метичные и негерметичные отсеки) и размерами внешних элемен-
тов, выходящих за габариты корпуса (для обеспечения поля зре-
ния, освещенности и т. п.). К таким элементам относят панели
160
солнечных батарей, антенны, датчики, чувствительные элементы и
научные инструменты.
Для выдерживания заданных габаритов ГЧ, а также во избе-
жание больших аэродинамических и тепловых нагрузок на участ-
ке выведения используют складываемые панели солнечных бата-
рей, антенны, штанги с чувствительными элементами и т. п.
Потребные объемы герметичных отсеков (гермоотсеков) стан-
ции, особенно жилых, возрастают с увеличением длительности по-
лета экипажа, что приводит к необходимости использования транс-
формируемых конструкций гермоотсеков, способных разворачи-
ваться после выведения на орбиту, или к использованию объемов
последних ступеней ракет-носителей.
В гермоотсеке обычно выделяют жилую и приборную зоны.
В жилой зоне располагают посты управления и рабочие
места, места приема пищи, сна, отдыха, проведения физических
упражнений и ассенизационно-санитарное устройство.
С увеличением длительности полета возрастают требования к
обеспечению удобства работы и бытовым удобствам экипажа.
По своей структуре и организации жилые отсеки должны прибли-
жаться к аналогичным земным помещениям (пультовая, индиви-
дуальные каюты, бытовые каюты и т. п.). Их интерьер (окраска,
украшения, текстура отделочного материала) выполняют с услов-
ным обозначением верха (потолка) и низа (пола). Интерьер дол-
жен легко очищаться от загрязнений, быть удобным для биоло-
гической обработки, легко заменяться. Во избежание случайных
травм членов экипажа при перемещениях следует избегать обра-
зования острых кромок и выступающих элементов, наличия острых
углов.
Во всех рабочих и бытовых зонах необходимо предусматривать
удобные и быстрые средства фиксации, а также поручни для пе-
ремещения, на свободных поверхностях — средства фиксации раз-
личных мелких предметов, с которыми работает экипаж (книги,
фото- и киноаппараты, различный инструмент, приборы и др.),
а также защиту пультов управления от случайного соприкоснове-
ния с перемещающимися членами экипажа и предметами.
Серьезной проблемой является борьба с пылью, для чего весь
объем воздуха в течение суток должен многократно очищаться
в специальных противопыльных фильтрах.
Другой проблемой служит шум, который может существенно
снизить работоспособность экипажа и отразиться на его само-
чувствии. Основными источниками шумов являются вентиляторы,
электроприводы, силовые гироскопы и другие вращающиеся мас-
сы. Борьба с шумом ведется по двум направлениям: предъявле-
нием жестких требований к агрегатам — источникам шума и
применением амортизаторов, шумопоглощающих перегородок
и т. п.
Средства физических упражнений (тредбан, велоэргометр и др.)
являются одним из основных источников механических возмуще-
ний, приводящих к циклическим нагружениям элементов конструк-
6 Космические аппараты	161
ции станции, а также созданию перегрузок, мешающих проведе-
нию некоторых экспериментов. Их уменьшению способствует
выбор места и положения этих средств с учетом координат
центра масс станции и ее жесткостных характеристик, что
для многоблочной станции переменной конфигурации достаточно
сложно.
Особенностью компоновки приборной зоны является обес-
печение возможности замены в полете любого блока (прибора),
свободного доступа к ним, унифицированного легкосъемного креп-
ления блоков и электроразъемов, а также введение ограничений
на габариты и массу блоков.
Приборы могут быть размещены как в центре отсека, так и
вдоль оболочки отсека. Размещение приборов в центре обеспечи-
вает доступ не только к ним, но и к самой оболочке отсека, что
ценно при организации системы контроля герметичности отсека,
поиска н ремонта в случае пробоя метеоритом. Размещение при-
боров вдоль оболочки отсека обеспечивает лучший доступ к при-
борам, но затрудняет доступ к самой оболочке.
Приборы, как правило, термостатируют принудительным обду-
вом воздуха, а приборы, требующие теплоотвода большой мощ-
ности, устанавливают на термостатируемых кронштейнах.
Одной из проблем является статическое электричество, которое
может накапливаться до больших потенциалов, что требует тща-
тельного заземления приборов на корпус станции и металлизации
конструкции (т. е. соединение металлическими перемычками эле-
ментов конструкции). В полете применяют специальные приспо-
собления для выравнивания электрических потенциалов перед
установкой приборов на борту и стыковкой электроразъемов.
Имеющиеся на станции иллюминаторы служат для установки
стационарных, съемных и ручных приборов и для визуальных
наблюдений.
Большое внимание при компоновке уделяют защите иллюми-
наторов станции от запотевания и пыли. Эта проблема решается
за счет установки пыленепроницаемых чехлов, соединенных с об-
щей атмосферой отверстиями с фильтрами, и интенсивного обдува
иллюминаторов вентиляторами или ручной очисткой их стекол.
Компоновка внешних элементов заключается в целесообразном
размещении их на корпусе станции.
Размещение стыковочных узлов связано с определением зон,
занимаемых стыкуемым КК или модулем с учетом максимальных
линейных и угловых взаимных отклонений в процессе стыковки и
увязки выступающих элементов станции и КК в зонах соприкос-
новения. В ряде случаев во избежание соударения некоторых эле-
ментов в процессе стыковки используют привод для их склады-
вания (уборки). Кроме того, учитывают силовое и тепловое воз-
действия струй ЖРД в процессе причаливания.
Размещение панелей солнечных батарей (СБ) затруднено из-за
их большой площади (у «Скайлэб» — ПО м2, у «Салют-6» —
60 м2), которая имеет тенденцию к дальнейшему увеличению и
162
в будущем может достигать нескольких сотен квадратных метров.
В целях повышения эффективности солнечных батарей их панели
ориентируют на Солнце путем вращения вокруг одной или даже
двух осей, что требует освобождения от выступающих элементов
занимаемого при вращении панелей СБ пространства. Обычно
принимают компромиссное решение, заключающееся в отводе па-
нелей СБ в определенное фиксированное положение на время про-
ведения некоторых операций или режимов. При размещении па-
нелей СБ желательно их минимальное затенение от пристыкован-
ных КК и модулей, а также от собственного корпуса станции.
На станции обычно приходится размещать достаточно боль-
шое количество всенаправленных, малонаправленных, острона-
правленных и т. п. антенн, служащих для обеспечения надежной
связи во всех используемых диапазонах волн. Диаграммы на-
правленности антенн оказываются настолько изрезанными высту-
пающими элементами (панелями СБ, КК, модулями и т. п.), что
требуется введение группы коммутируемых антенн или использо-
вание так называемых «фазированных решеток». Особую слож-
ность представляет размещение остронаправленных антенн доста-
точно больших размеров (до нескольких метров) для связи со
спутником-ретранслятором. Нередко практически невозможно с
помощью одной антенны обеспечить непрерывную связь со спут-
ником-ретранслятором при произвольной ориентации станции, что
требует установки нескольких остронаправленных антенн.
Большая протяженность тракта антенно-фидерных устройств
(АФУ) вызывает дополнительные потери, уменьшение которых
возможно за счет расположения оконечных устройств передаю-
щего и входных устройств приемного трактов как можно ближе
к антеннам (иногда на самих антеннах), что, в свою очередь, вы-
зывает осложнения в обеспечении их теплового режима, увеличе-
ние массы на штангах антенн и т. д.
Размещение датчиков ориентации, визуальных приборов, теле-
камер, иллюминаторов с учетом их полей зрения настолько слож-
но, что при его решении приходится идти по пути увеличения
числа датчиков и допущения некоторого затенения полей зрения
приборов, приняв меры по исключению засветки (ослепления,
бликов).
Размещение маршевых двигателей и двигателей ориентации
должно учитывать тепловое и силовое воздействия струй на эле-
менты конструкции и приборы, необходимость обеспечения мак-
симальных управляющих моментов и диапазон изменения поло-
жения центра масс станции, эксцентриситет между вектором тяги
маршевых двигателей и центром масс станции.
Для размещения радиаторов СОТР, площадь которых состав-
ляет десятки квадратных метров, можно использовать свободные
части поверхности корпуса станции, а также обратную сторону
панелей СБ, хотя при этом придется вводить подвижные соедине-
ния трубопроводов с хладагентом, что увеличит массу конструк-
ции панелей СБ, потребную мощность их приводов и т. п.
6*
163
Внешняя конфигурация станции должна вызывать минималь-
ные аэродинамические возмущения, что связано с расходами рабо-
чего тела на ориентацию, потребными величинами управляющих
и накоплением кинетических моментов.
Для защиты гермоотсеков от пробоя микрометеорами приме-
няют наружные экраны. Оптику приборов и иллюминаторы защи-
щают от эрозии и загрязнений крышками с приводами (это при-
менимо только для периодически работающих приборов) и приме-
нением специальных мер борьбы с загрязнением и эрозией (для
постоянно работающих приборов).
Для перемещения в скафандрах снаружи станции на ее по-
верхности предусматривают элементы фиксации космонавта и ин-
струмента (приборов), при этом особое внимание обращают на
отсутствие острых кромок и углов, за которые можно зацепиться
и повредить скафандр.
Помимо требований к конструкции станции, обусловленных
условиями полета, следует учитывать также наземные условия ее
подготовки:
технологичность сборки на заводе (деление на отсеки, техно-
логические стыки, выбор вертикального или горизонтального спо-
соба сборки и т. п.);
обеспечение электро-, «вакуумных и других испытаний (техно-
логические электроплаты с разъемами, гермовводы и др.);
обслуживание на технической (ТП) и стартовой (СП) позициях
(вентиляция, освещение, технологические проходы, размещение
обслуживающего персонала внутри станции, люки обслуживания
на СП; колодки для подстыковки на СП магистралей СОТР
и др.);
работу на заправочной станции (заправочные лючки и колодки
для подстыковки заправочного оборудования) и т. д.
Орбитальная станция «Салют-6»
Примером орбитальной станции с пребыванием на ней экипажа
является станция «Салют-6», предназначенная для проведения на-
учных исследований и экспериментов на околоземной орбите в пи-
лотируемом и беспилотном режимах работы (рис. 4.2). В комп-
лекс средств станции входят пилотируемые транспортные корабли
«Союз» (см. рис. 3.18) и автоматические грузовые корабли «Про-
гресс» (рис. 4.3).
Станция состоит из пяти отсеков (рабочего, переходного, про-
межуточной камеры, отсека научной аппаратуры и негерметич-
ного агрегатного отсека).
На активном участке выведения внешние элементы переход-
ного и часть рабочего отсека станции, в котором размещены сло-
женные панели солнечных батарей, а также основная часть чув-
ствительных элементов и оптических приборов ориентации, защи-
164
a
Рис. 4.2. Орбитальный комплекс «Салют-6» — «Союз»:
7 — КК «Союз*; 2— переходной отсек; 3 — орбитальная станция «Салют*6>; 4 — промежуточная камера; 5 — агрегатный отсек
6— отсек научной аппаратуры; 7 — рабочий отсек
щены от воздействия аэродинамического потока при выведении на
орбиту сбрасываемым головным обтекателем, а наружная часть
отсека научной аппаратуры — сбрасываемой крышкой.
Длина станции 15 м, с двумя КК около 29 м, максимальный
поперечный размер по раскрытым панелям солнечных батарей —
около 17 м.
Рис. 4.3. Грузовой корабль «Прогресс»:
1 — стыковочный агрегат; 2 — грузовой отсек; 3 — отсек компонентов топлива:
4 — приборно-агрегатный отсек
Рабочий отсек предназначен для размещения в нем экипажа
и основной массы оборудования и образован двумя цилиндриче-
скими оболочками (диаметром 2,9 и 4,1 м и длиной 3,5 и 2,7 м
соответственно), соединенными между собой конической оболоч-
кой длиной 1,2 м, со сферическими днищами.
Компоновка отсека выполнена с размещением приборов и обо-
рудования вдоль стен в приборной зоне. Жилая зона отделена от
приборной панелями интерьера.
В отсеке меньшего диаметра (2,9 м) размещен центральный
пост управления станцией (пост № 1), на котором сосре-
доточено управление основными системами. Левый и правый
борта, потолки и пол определяют условно относительно рабочего
положения экипажа на посту № 1 при его фиксации в креслах
лицом к центральному пульту. Пост № 1 имеет два рабочих места,
оборудованных средствами ведения связи, пультами управления,
приборами для визуальной ориентации, обзорными иллюминато-
рами и ручкой управления угловым положением станции в про-
странстве.
166
Слева и справа от поста № 1 установлены регенерационные
патроны, обеспечивающие поддержание требуемого газового со-
става станции, а также холодильно-сушильные агрегаты системы
терморегулирования, а за пультами поста № 1 на жесткой раме —
гироскопические приборы ориентации.
Сзади поста № 1 расположен пост № 2, с которого прово-
дится ручная астроориентация станции. Пост № 2 оборудован
средствами ведения связи, пультом управления режимом ориента-
ции и астроприборами, устанавливаемыми на двух иллюминаторах.
Между постами № 1 и 2 расположена зона отдыха, приема
пищи и занятий делами, не связанными с управлением на постах.
Здесь установлены раскладной столик и устройства подогрева
пищи. На столике может крепиться емкость с водой для питья.
Кресла поста № 1 после разворота их на 180° располагаются
около столика. На столике можно провести мелкий ремонт или
профилактическое обслуживание оборудования, используя укладку
с бортовым инструментом, расположенную на левом борту. На
правом борту установлена система регенерации воды из конден-
сата атмосферной влаги, которая обеспечивает экипаж горячей и
холодной водой. В этой же зоне на левом борту расположена бор-
товая вычислительная машина.
Пост № 3 размещен около отсека научной аппаратуры со
стороны заднего днища рабочего отсека и предназначен для
управления аппаратурой, расположенной в этом отсеке. На пос-
ту № 3 установлены пульты управления, средства ведения связи
и фиксации космонавта, оптический визир и ручки управления
станцией и телескопом.
Далее в районе конической части рабочего отсека расположен
пост № 4, который предназначен главным образом для проведе-
ния медико-биологических исследований и фотографирования.
Справа расположены медицинское оборудование и французская
аппаратура «Цитос», предназначенная для проведения совместных
советско-французских биологических экспериментов, слева — био-
логические блоки и кинофотооборудование. Пост № 4 оборудован
средствами ведения связи и фиксации космонавтов. В том же
районе установлены душевая установка, беговая дорожка со
средствами выполнения физических упражнений пневмовакуум-
ный костюм «Чибис» для создания пониженного давления на ниж-
нюю часть тела космонавта, на потолке — велоэргометр и изме-
ритель массы тела. Здесь же, на самом большом иллюминаторе
станции, имеющем снаружи крышку с приводом, установлена фо-
тоаппаратура многозональной съемки МКФ-6М производства На-
родного предприятия ГДР «Карл Цейс Йена», рядом с ней пуль-
ты управления и блок электроники МКФ-6М.
В приборной зоне рабочего отсека, имеющего диаметр
4,1 м, по правому и левому бортам размещены газожидкостные
теплообменные агрегаты терморегулирования, аппаратура борто-
вого радиокомплекса, блоки электроники и автоматики системы
ориентации, приборы радиотелеметрической системы и системы
167
электропитания, а также приборы системы управления бортовым
комплексом. Ближе к заднему днищу находятся контейнеры с за-
пасами пищи и емкости с водой для питья. На интерьере преду-
смотрены спальные места экипажа. На потолке установлены две
шлюзовые камеры для выброса контейнеров с отходами и прове-
дения экспериментов. Рядом с правой шлюзовой камерой распо-
ложена аппаратура «Сплав» для проведения технологических экс-
периментов. На заднем днище рабочего отсека размещены сред-
ства санитарно-гигиенического обеспечения, отделенные от осталь-
ной части отсека и имеющие принудительную вентиляцию.
В районе заднего днища размещены пылесос, воздушные фильтры
очистки атмосферы, запасы сменного белья и другие расходуемые
материалы обеспечения жизнедеятельности экипажа.
Рабочий отсек имеет два люка: для перехода из рабочего от-
сека в переходной на переднем днище и для перехода из рабочего
отсека в промежуточную камеру на заднем днище.
Переходной отсек предназначен для соединения с помощью сты-
ковочного узла станции с КК, шлюзования при выходе наружу
станции и для проведения астроориентации и оптических наблю-
дений. Отсек образован цилиндрической (диаметром 2 м) и кони-
ческой оболочками общей длиной ~3 м. На конической части
отсека установлен пассивный стыковочный агрегат типа «конус»,
а цилиндрическая часть пристыкована к рабочему отсеку. В от-
секе имеется люк для выхода наружу, а также для обслуживания
во время наземной подготовки станции.
В переходном отсеке размещены скафандры, пульты обеспе-
чения выхода, оборудование и средства фиксации, используемые
при выходе, а также два поста управления: пост № 5 (на по-
толке) и пост № 6 (на левом борту), оснащенные астроориен-
таторами, визуальными приборами, приборами «Спектр» и «Дуга»
для геофизических исследований, устанавливаемыми на иллюми-
наторах, пультами управления режимами ориентации, ручками
ориентации станции, средствами ведения связи и фиксации кос-
монавтов.
Промежуточная камера предназначена для соединения станции
с КК с помощью стыковочного узла, размещения в ней сменного
оборудования, доставляемого грузовыми кораблями, и проведения
технологических экспериментов на установке «Кристалл». Камера
длиной около 1,3 м аналогична переходному отсеку. На ее кони-
ческой части установлен второй стыковочный узел станции, а ци-
линдрическая часть стыкуется к заднему днищу рабочего от-
сека.
Все жилые отсеки оборудованы средствами громкоговорящей
связи, светильниками и электрическими розетками для включения
переносной аппаратуры. При проведении кино- и фотосъемок и
телерепортажей имеются дополнительные переносные светильники
дневного света.
Отсек научной аппаратуры предназначен для размещения в
нем крупных научных инструментов, работающих в вакууме; в нем
168
установлен большой субмиллиметровый телескоп БСТ-1 с системой
низкотемпературного термостатирования (4 К) чувствительных
элементов телескопа и специальная защитная крышка (открыва-
ется только на время работы телескопа), предохраняющая теле-
скоп от попадания солнечных лучей. Электронные блоки и блоки
автоматики телескопа и системы охлаждения расположены внутри
гермообъема рабочего отсека, на ферме, которая крепится вверху
отсека научной аппаратуры.
Агрегатный отсек цилиндрической формы диаметром 4,1 м и
длиной 2,2 м служит для размещения двигательной установки и
соединения с ракетой-носителем и стыкуется к заднему днищу
рабочего отсека. В нем расположены шесть топливных баков, два
корректирующих двигателя, 32 двигателя малой тяги для созда-
ния управляющих моментов при ориентации станции, блок ком-
прессоров системы дозаправки топливом, арматура и агрегаты
объединенной двигательной установки. Отсек термостатируется в
полете и имеет наружную теплоизоляцию.
Снаружи станции, на внешней поверхности переходного отсека,
установлены антенны радиоаппаратуры сближения, средства руч-
ного причаливания (огни и мишень), внешние телекамеры, панели
с агрегатами системы терморегулирования, баллоны с запасами
газа, датчики ориентации, поручни и элементы фиксации космонав-
тов в скафандрах, съемные блоки с образцами для экспонирова-
ния их в открытом пространстве.
На передней наружной части рабочего отсека диаметром 2,9 м
размещены датчики системы ориентации солнечных батарей, опре-
деляющие положение Солнца в передней полусфере станции, и ра-
диаторы системы терморегулирования. Вверху и по бокам уста-
новлены три панели солнечных батарей с приводами, разворачи-
вающими панели в сторону Солнца, внизу — приборы ручной и
автоматической ориентации станции.
Часть наружной поверхности рабочего отсека диаметром 4,1 м
и вся цилиндрическая часть агрегатного отсека покрыты пласти-
ковым кожухом.
На внешней торцевой поверхности агрегатного отсека установ-
лены антенны радиоаппаратуры сближения, средства ручного при-
чаливания (огни и мишени) со стороны агрегатного отсека, дат-
чики ориентации панелей солнечных батарей, определяющие по-
ложение Солнца в задней полусфере, и телевизионная камера.
4.5.	НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ ОРБИТАЛЬНЫХ СТАНЦИЙ
Многоблочные станции
Примером многоблочной космической станции является разра-
ботанный в США проект станции, собираемой из блоков (моду-
лей), доставляемых многоразовым транспортным космическим ко-
раблем (М.ТКК), и обеспечивающей ее автономное функциониро-
вание, что исключает необходимость в сложном комплексе назем-
ного обеспечения.
169
Основа многоблочной станции — начальная космическая стан-
ция, доставляемая на орбиту с помощью трех МТКК и рассчитан-
ная на экипаж из шести человек. Блоки станции — энергетиче-
ский модуль, командный модуль и лаборатория общего назначе-
ния— собирает и проверяет экипаж. Присоединение к начальной
космической станции по одному энергетическому и командному
модулю определяет создание развитой космической станции, рас-
считанной на 12 человек.
Транспортирование грузов производится с помощью модулей
обеспечения, доставляемых МТКК и служащих в качестве храни-
лища грузов в космосе, один из которых должен постоянно нахо-
диться на орбите.
В системе обеспечения станции также предусмотрен грузопас-
сажирский модуль, рассчитанный на перевозку 6 членов экипажей.
На начальном этапе к станции будет присоединено пять моду-
лей для научно-прикладных исследований, три из которых впо-
следствии будут возвращены на Землю. На дальнейшем этапе
к оставшимся двум модулям будет доставлено еще 12, нз них три
будут автономными.
При выборе орбиты станции необходимо учитывать такие фак-
торы, как обзор поверхности Земли, повторяемость траектории,
разрешающая способность научно-прикладной аппаратуры, затра-
ты на поддержание рабочей орбиты.
С учетом этих факторов за рабочую принята круговая орбита
высотой 456 км и наклонением 55° (двухсуточной кратности).
Особенности крупногабаритных космических
конструкций
Ряд перспективных проектов по освоению и использованию кос-
мического пространства основан на применении крупногабаритных
конструкций, собираемых в космосе на монтажной орбите из от-
дельных элементов и узлов. К таким проектам можно отнести:
космическую солнечную электростанцию;
космический радиотелескоп (КРТ);
большие орбитальные платформы;
орбитальные базы-станции.
Учитывая, что габариты выводимого полезного груза ограни-
чены (полезный груз в виде крупногабаритных блоков, как пра-
вило, ведет к неполной загрузке по массе PH), считают более
целесообразным собирать крупногабаритные конструкции в кос-
мосе из относительно малогабаритных элементов (например, фер-
менных конструкций, имеющих форму равносторонней четырех-
гранной призмы, каждое ребро которой представляет собой гра-
фитоэпоксидный стержень круглого сечения). Такие элементы эф-
фективны для формирования конструкций больших размеров и
малой массы и имеют достаточно большую жесткость во всех
направлениях. Разрабатываются и другие конструктивные реше-
ния, позволяющие достичь большой степени автоматизации сбо-
170
рочно-св арочных работ на орбите, более плотной укладки кон-
структивных элементов при выведении на сборочную орбиту и т. п.
При создании таких конструкций следует:
обеспечить простоту, модульность и преемственность конструк-
ций;
конструировать по критерию, наиболее рациональному для
каждого конкретного элемента;
создавать сборные конструкции без последующих регулиро-
вок, а элементы — с возможностью отработки в наземных усло-
виях;
добиваться эффективности работы конструкции подбором необ-
ходимых материалов и их конфигурации, а не усложнением кон-
структорских решений;
обеспечить возможность изготовления и частичной сборки кон-
струкции перед запуском.
Большую роль в конструкторском решении играет взаимосвязь
между нагрузками и критерием совершенства конструкции. В не-
далеком прошлом основным критерием совершенства космических
конструкций считалась наименьшая масса конструкции, рассчи-
танной на нагрузки, воздействующие на космический аппарат в
ходе активного участка выведения на орбиту. Поэтому многие
разработанные ранее космические аппараты имели конструкции,
рассчитанные не на режим основной эксплуатации, а на нагруз-
ки выведения. Подход к разработке космических конструкций,
собираемых на орбите (солнечная электростанция, КРТ и др.),
нормирование нагрузок и запасов прочности, а также выбор под-
ходящего критерия должны быть согласованы с условиями основ-
ного режима эксплуатации.
Один из важнейших вопросов проектирования — учет жестко-
сти конструкции с точки зрения ее воздействия на работоспособ-
ность системы управления.
Усложнение вновь проектируемых систем управления крупно-
габаритных объектов будет вызываться значительными амплиту-
дами деформации от нежесткости конструкций при малой собст-
венной частоте колебаний. Разработка систем управления будет
наиболее сложной для объектов, требующих высокоточной ориен-
тации и стабилизации, в первую очередь для антенн.
В настоящее время взаимовлияние колебательных процессов в
нежесткой конструкции и в контуре системы управления гаран-
тированно парируется большим разнесением их основных частот
и перекрытием диапазонов их изменения за счет либо увеличения
жесткости конструкции для поднятия частоты ее собственных ко-
лебаний, либо сужения диапазона рабочих частот системы управ-
ления, причем первый метод увеличивает массу конструкции, а вто-
рой ухудшает чувствительность системы управления. Для перспек-
тивных крупногабаритных конструкций оба эти метода непри-
емлемы, поэтому возможно применение новых принципов управ-
ления на основной частоте, использующих как сравнительно про-
стые схемы демпфирования, так и сложнейшие схемы управления
171
формой поверхности крупногабаритного объекта. Работа таких
систем управления основывается на наличии информации о теку-
щих деформациях во всех узловых точках конструкции.
Модульная конструкция, уменьшая стоимость, может привести
к некоторому увеличению массы. Преемственность конструктив-
ных разработок, выражающаяся в повторяемости узлов и подси-
стем в целом, резко увеличивает надежность конструкции за счет
детальной отработки унифицированного узла. Дальнейшее усо-
вершенствование возможно за счет создания конструкций, не тре-
бующих регулировок при сборке. Экономия достигается как на
самих сборочных узлах, так и на наземном стендовом оборудо-
вании для отладки и настройки регулировочных устройств.
Отдельные элементы станции будут собираться в космосе с ис-
пользованием сварочно-сборочного оборудования, размещаемого
на автономно функционирующей в космосе специализированной
платформе для сборки крупногабаритных конструкций. Предпола-
гают, что конечным этапом развития такой платформы будет спе-
циализированная сборочная пилотируемая космическая станция.
В состав штатного оборудования такой платформы будут вхо-
дить манипуляторы и устройства для перемещения собираемых
элементов, оборудование для подвески, кантования и натяжения
отдельных элементов, сварочные агрегаты, внешнее освещение и
затенители солнечного света, оборудование для взаимоувязки, про-
верки и контрольных испытаний собранных элементов, наборы
шаблонов, кондукторов и сборочных стапелей. Часть оборудования
должна быть универсальной, часть — специализированной, обес-
печивающей наряду с преемственностью автоматизацию процес-
сов сборки — сварки в космосе.
Одним из важнейших элементов оснащения монтажных стан-
ций будут пилотируемые космические аппараты с открытой или
герметичной кабиной, предназначенные для выполнения работ по
сборке в космосе крупногабаритных конструкций различного на-
значения, ремонтно-восстановительных операций, регламентных ра-
бот и т. д.
Космическая солнечная электростанция
В соответствии с прогнозами энергетических потребностей и
анализом возможных основных источников энергии выявлено, что
наряду с использованием угля и ядерных источников может ока-
заться экономически выгодным получение энергии от космических
солнечных электростанций (СЭС), размещаемых на геостационар-
ной орбите.
В качестве примера рассмотрим проект спутника — космиче-
ской СЭС мощностью 10000 МВт, массой 100000 т и габаритами
21x5 км, выведенного на стационарную орбиту. Конструкцию
спутника целесообразно изготовлять из композиционного материа-
ла с использованием для преобразования солнечной энергии в
электрическую кремниевых элементов. Электрическую энергию со
спутника на Землю предполагается передавать в виде радиоизлу
172
чения через бортовую передающую антенну диаметром 1 км и
наземную приемную антенну размерами 13x9,5 км, при этом
плотность мощности в ее центре будет составлять 23 МВт/см2,
а на краях — 1 МВт/см2.
Для доставки элементов спутника на низкую орбиту целесо-
образно создание многоразовой ракеты-носителя, а на стационар-
ную орбиту — межорбитального буксира с солнечно-электрической
двигательной установкой.
Предполагают, что масса монтажного комплекса на низкой ор-
бите составит 8500 т, а количество персонала — несколько сотен
человек, масса монтажного комплекса на стационарной орбите —
1500 т, а количество персонала — несколько десятков человек.
При ежедневных пусках PH с грузом порядка 300 т на низкую
орбиту спутник-СЭС мощностью 10 000 МВт может быть создан
в течение 1 года.
Большие орбитальные платформы
По оценкам советских и зарубежных специалистов, в будущем
будет целесообразно иметь на стационарной орбите ограниченное
число больших орбитальных платформ, выполняющих функции
множества малых ИСЗ.
В состав бортового оборудования больших орбитальных плат-
форм войдут разнообразные ретрансляторы и вспомогательные
средства (системы энергопитания, терморегулирования, командно-
телеметрические, ориентации и стабилизации, коррекции парамет-
ров орбиты, слежения и т. п.). С помощью таких платформ можно
будет обеспечить межконтинентальную, региональную и внутри-
государственную связь, обслуживать морские суда, самолеты и
наземные подвижные объекты, получать навигационную и ме-
теорологическую информацию и многое другое.
Для расширения возможностей больших орбитальных плат-
форм могут быть организованы каналы связи между несколькими
платформами, а также между платформами и специализирован-
ными ИСЗ на низких околоземных орбитах, объектами на поверх-
ности Луны и космическими аппаратами в Дальнем космосе.
Использование больших орбитальных платформ позволит устра-
нить взаимные помехи, вызываемые большим скоплением ИСЗ на
стационарной орбите; достигнуть существенной экономии за счет
использования общего вспомогательного оборудования; применять
крупногабаритные антенные системы при значительных общих
размерах орбитальных сооружений и довести их эксплуатацию до
нескольких десятилетий.
Орбитальные платформы могут обслуживаться с помощью пи-
лотируемых и беспилотных КА, предназначенных для проведения
операций ремонта и замены модулей. В процессе эксплуатации
больших орбитальных платформ предполагается их постоянное
расширение для выполнения ими дополнительных функций.
Рассматривается вопрос и о целесообразности создания на
стационарной орбите пилотируемых орбитальных платформ, от-
173
личающихся более высокими возможностями в отношении прове-
дения операций по ремонту и реконфигурации. Однако они по-
требуют значительно больших расходов, связанных с созданием
систем жизнеобеспечения, радиационной защитой и необходи-
мостью проведения полетов для доставки продуктов питания, за-
мены членов экипажа и т. п.
Орбитальная обсерватория
Примером такой обсерватории может служить большой кос-
мический телескоп-спутник-обсерватория ST, проект которого раз-
работан в США (см. рис. 2.10). Обсерватория будет выводиться
на орбиту высотой 600 км с помощью МТКК. Оптический теле-
скоп обсерватории рассчитан на эксплуатацию в течение трех
пятилетних периодов, в середине каждого из которых на обсер-
ваторию в МТКК будет доставляться экипаж для замены научных
приборов и блоков служебного оборудования. Предполагают, что
таким образом может быть заменено все оборудование обсерва-
тории, за исключением первичного и вторичного зеркал телескопа
и его каркаса. В конце каждого пятилетнего периода телескоп-
спутник-обсерватория ST будет доставляться на Землю для вос-
становительного ремонта.
Телескоп-спутник-обсерватория ST по сравнению с наземными
телескопами имеет ряд преимуществ:
отсутствие искажений, обусловленных атмосферными неодно-
родностями, не позволяющими постоянно использовать оптические
характеристики наземных телескопов;
возможность слежения за объектами (квазары, галактики, га-
зовые туманности и др.) с интенсивностью свечения в 50 раз мень-
шей, чем у самых слабых объектов, наблюдаемых земными теле-
скопами;
возможность наблюдения явлений в атмосфере и на поверхно-
сти планет Солнечной системы, а также связанных с происхожде-
нием Вселенной;
возможность поиска планет, обращающихся вокруг соседних
звезд. Предполагается, что при общей массе спутника 4,6 т, диа-
метре 3 м и длине 13 м масса научных приборов в фокальной
плоскости телескопа составит 1,5 т, диаметры — первичного зер-
кала 2,4 м, вторичного зеркала 0,3 м, а угловое разрешение теле-
скопа — 0,1".
Система ориентации спутника должна будет обеспечить наве-
дение телескопа на выбранный астрономический объект с точ-
ностью до 0,01" и сопровождение этого объекта с точностью
0,007". Информация от приборов спутника ST будет передаваться
через спутник-ретранслятор при среднем ее объеме 2,8-10® бит/сут.
Приборы спутника будут работать в широком диапазоне (от
1000 А до 1 мкм) длин волн.
Система электропитания должна иметь мощность не менее
4 кВт (с учетом ремонта и восстановления).
174
Предусмотрено использование силовых гироскопов и магнит-
ных стержней, а также мер, исключающих влияние вибрации от
силовых гироскопов на точность ориентации.
Несущую конструкцию телескопа предполагается изготавли-
вать из эпоксидной смолы, армированной графитовым волокном
(такой композиционный материал имеет очень низкий коэффициент
теплового расширения), а зеркало — из стекла, также имеющего
чрезвычайно низкий коэффициент расширения.
4.6.	ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ, СОЗДАННЫЕ В СССР И США
Первая экспериментальная космическая станция была создана
16 января 1969 г. в результате стыковки КК «Союз-4» (космонавт
В. Шаталов) и КК «Союз-5» (экипаж Б. Волынов, Е. Хрунов и
А. Елисеев).
19 апреля 1971 г. была выведена на орбиту ИСЗ первая дол-
говременная пилотируемая орбитальная станция «Салют-1», имев-
шая массу (совместно с КК) 25,6 т, в том числе массу научной
аппаратуры 1,2 т, и объем жилых отсеков — 90 м3. Стыковочный
узел станции позволял переходить из КК в станцию непосредст-
венно, без выхода наружу. В состав станции были введены сред-
ства профилактики воздействия невесомости на человека. Макси-
мальная длительность пилотируемого полета составила 24 сут.
В 1973—1976 гг. запущены орбитальные станции «Салют-2»
(в беспилотном режиме), «Салют-3», «Салют-4» и «Салют-5»; на
трех последних работали шесть экспедиций (по два экипажа на
каждой станции). В 1973 г. была запущена первая пилотируемая
орбитальная станция США «Скайлэб», имевшая массу (совместно
с КК) 90,6 т. На станции были выполнены полеты трех экипажей
по три человека в каждом. Максимальная длительность полета
(третий экипаж Д. Карр, Э. Гибсон, У. Поуг) —84 сут.
29 сентября 1977 г. с запуском станции «Салют-6» начался но-
вый этап развития работ по долговременным пилотируемым орби-
тальным станциям. Масса станции (совместно с двумя КК) —32 т.
Впервые созданные и использованные в комплексе средств
станции грузовые корабли «Прогресс» позволили доставлять на
станцию научные материалы и аппаратуру, а также пополнять рас-
ходуемые запасы бортовых систем. Впервые были разработаны и
отработаны средства многократной дозаправки двигательной
установки станции топливом, доставляемым грузовым кораблем.
Осуществлены полеты на станцию международных экипажей
в рамках программы космических исследований стран — участниц
программы «Интеркосмос». На станции в течение 1977—1981 гг.
выполняли работу шестнадцать экипажей. Максимальная длитель-
ность полета —185 сут.
19 апреля 1982 г. на орбиту была запущена станция «Салют-7»,
подобная станции «Салют-6», но модернизированная с учетом
опыта ее эксплуатации.
Некоторые данные по орбитальным станциям, запущенным в
СССР и США, приведены в табл. 4.1.
175
Таблица 4.1
Орбитальные станция, запущенные СССР  США (по состоянию на 1 января 1983 г.)
Орбитальная станция	Государство	Дата запуска (спуска)	Максималь- ная масса*, т	Время полета, сут		Экспедиции на станцию				Примечание
				общее	суммарное пилотируе- мого полета	дата старта (посадки)	длительность полета, сут	транспортный корабль	экипаж	
.Салют-1 	СССР	19.4.71 (11.10.71)	25	175	24	23.4.71 (25.4.71) 6.6.71 (30.6.71)	24	«Союз-10“ .Союз-11‘	Шаталов Владимир Александрович Елисеев Алексей Ста- ниславович Рукавишников Нико- лай Николаевич Добровольский Геор- гий Тимофеевич Волков Владислав Ни- колаевич Пацаев Виктор Ива- нович	
.Скайлэб'	США	14.5.73 (11.7.79)	90	2249	171	25.5.73 (22.6.73) 28.7.73 (25.9.73) 16.11.73 (8.2.74)	28 59 84	.Аполлон' .Аполлон' .Аполлон'	Чарльз Конрад Джозеф Кервнн Поль Вейц Алан Бин Джек Дуема Оуэн Гэрриот Джеральд Карр Эдвард Гибсон Вильям Поуг	
* С учетом массы пристыкованных КК.
Орбитальная станция	Г осударство	Дата запуска (спуска)	Максимальная 1 масса, т	Время полета, сут		
				общее	суммарное пилотируе- мого полета	дата старта (посадки)
.Салют-3*	СССР	25.6.74 (24.1.75)	25	213	16	3.7.74 (19.7.74)
,Салют-4*	СССР	26.12.74 (3.2.77)	25	774	92	11.1.75 (9.2.75)
						24.5.75 (26.7.75)
.Салют-5*	СССР	22.6.76 (8.8.77)	25	441	67	17.11.75 (18.2.76) 6.7.76 (24.8.76)
						7.2.77 (25.2.77)
.Салют-6*	СССР	29.9.77 (29.7.82)	32	1764	684	10.12.77 (16.3.78)
Продолжение
Экспедиции на станцию			Примечание
длительность полета, сут	транспортный корабль	экипаж	
16	«Союз-14»	Попович Павел Рома- нович Артюхин Юрнй Петро- вич	
29	«Союз-17»	Губарев	Алексей Александрович Гречко Георгий Ми- хайлович	
63	«Союз-18»	Клнмук Петр Ильич Севастьянов Виталий Иванович	
93	«Союз-20»	Без экипажа	
49	«Союз-21»	Волынов Борис Ва- лентинович Жолобов Виталий Михайлович	
18	«Союз-24»	Горбатко Виктор Ва- сильевич Глазков Юрий Нико- лаевич	
96	«Союз-26»	Романенко Юрнй Вик-	Проведена
	«Союз-27»	торовнч Гречко Георгий Ми- хайлович (1-я основная экспе- диция)	операция снабжения «Прогресс-1>
00	Орбитальная станция	Государство	Дата запуска (спуска)	Максимальная масса, т	Времв полета, сут		
					общее	суммарно: пилотируе- мого полета	дата старта (посадки)
	,Салют-6*	СССР	29.9.77 (29.7.82)	32	1764	684	10.1.78 (16.1 .78)
							2.3.78 (10.3./8)
							15.6.78 (2.11.78)
							27.6.78 (5.7.78)
							26.8.78 (3.9.78)
Продолжение
Эксаедипнн на станцию			Примечание
длительность полета» сут	транспортный корабль	экипаж	
6	«Союз-27» «Союз-26»	Джанибеков Влади- мир Александрович Макаров Олег Гри- горьевич (1-я экспедиции по- сещения)	
8	«Союз-28»	Губарев	Алексей Александрович Ремек Владимир (ЧССР) (2-я экспедиция посе- щения) Коваленок Владимир	
140	«Союз-29»		«Прогресс-2»
	«Союз-31»	Васильевич Иванченков Александр Сергеевич (2-я основная экспе- диция) Клнмук Петр Ильич Гермашевский Миро- слав (ПНР) (3-я экспедиция посе- щения)	«Прогресс-3» «Прогресс-4»
8	«Союз-30»		
8	«Союз-31» «Союз-29»	Быковский Валерий Федорович Иен Зигмунд (ГДР) (4-я экспедиция посе- щения)	
	Орбнтадьная станция				Время полета, сут		
		г осударство	Дата запуска (спуска)	Максимальная масса, т	общее	суммарное пилотируе- мого полета	дата старта (посадки)
	«Салют-6»	СССР	29.9 .77 (29.7.82)	32	1764	684	25.2.79 (19.8.79) 16.12.79 (25.3.80) 9.4.80 (11.10.80) 26.5.80 (3.6.80) 5.6.80 (9.6.80)
Продолжение
Экспедиции на станцию			Примечание
длительность полета, сут	транспортный кораоль	экипаж	
175	«Союз-32»	Ляхов Владимир Афа-	«Прогресс-5»
	<Союз-34» «Союз Т-1»	иасьевич Рюмин Валерий Вик- торович (3-и основная экспе- диция) Без экипажа	«Прогресс-6» «Прогресс-7»
185	«Союз-35» «Союз-37»	Попов Леонид Ива- нович Рюмин Валерий Вик- торович (4-я основная экспе- диция)	«Прогресс-8» «Прогресс-9» «Прогресс-10»
8	«Союз-36» «Союз-35»	Кубасов Валерий Ни- колаевич Фаркаш Берталаи (ВНР) (5-я экспедиция посе- щении)	«Прогресс-11»
4	«Союз Т-2»	Малышев Юрий Ва- сильевич Аксенов Владимир Викторович (6-я экспедиция посе- щения)	
8
Орбитальная станция	Государство	Дата запуска (спуска)	Максимальная масса, т	Время полета, сут		
				общее	суммарное пилотируе- мого полета	дата старта (посадки)
«Салют-6>	СССР	29.9.77 (29.7.82)	32	1764	684	23.7.80 (31.7.80)
						18.9.80 (26.9.80)
						27.11.80 (10.12.80)
						12.3.81 (26.5.81)
						22.3.81 (30.3.81)
Продолжение
Экспедиции на станцию			Примечание
длительность полета, сут	транспортный корабль	экипаж	
8	«Союз-37» «Союз-36»	Горбатко Виктор Ва- сильевич Фам Туаи (СРВ) (7-я экспедиция посе- щения)	
8	«Союз-38»	Романенко Юрий Вик- торович Арнальдо	Тамайо Мендес (РК) (8-я экспедиция посе- щения) Кизим Леонид Дени- сович Макаров Олег Гри- горьевич Стрекалов Геннадий Михайлович	
13	«Союз Т-3»		Испытатель- ный полет и ремонтно- восстанови- тельные ра- боты
75	«Союз Т-4»	Ковалевой Владимир Васильевич Савиных Виктор Пет- рович (5-я основная экспеди- ция)	«Прогресс-12»
8	«Союз-39»	Джанибеков Влади- мир Александрович Жугдэрдемидийн Гур- рагча (МНР) (9-я экспедиция посе- щения)	
	Орбитальная станция	Г осударство	Дата запуска (спуска)	Максимальная масса, т	Время полета, сут		
					общее	суммарное пилотируе- мого полета	дата старта (посадки)
	«Салют-6>	СССР	29.9.77 (29.7.82)	32	1764	684	14.5.81 (22.5.81)
	«Салют-7»	СССР	19.4.82	32	256	211	13.5.82 (10.12.82)
							24.6.82 (2.7.82)
							19.8.82 (27.8.82)
00							
Продолжение
Экспедиции на станцию			Примечание
длительность полета, сут	транспортный корабль	экипаж	
8	«Союз-40»	Попов Леонид Ивано- вич Прунариу Думитру (СРР) (10-я экспедиция по- сещения)	
211	«Союз Т-5» «Союз T-7j	Березовой Анатолий Николаевич Лебедев Валентин Ви- тальевич (1-я основная экспе- диция)	«Прогресс-13» «Прогресс-14» «Прогресс-15»
8	«Союз Т-6»	Джанибеков Влади- мир Александрович Иванченков Александр Сергеевич Жан Лу Кретьеи (Франция) (1-я экспедиция посе- щения)	«Прогресс-16»
8	«Союз Т-7» «Союз Т-5»	Попов Леонид Ивано- вич Серебров Александр Александрович Савицкая Светлана Евгеньевна (2-я экспедиция посе- щения)	
Главе 5
МНОГОРАЗОВЫЕ ТРАНСПОРТНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
5.1.	ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ
Для того чтобы полезный груз (космический аппарат или пило-
тируемый космический корабль) мог выполнить свою задачу, его
необходимо доставить с Земли на рабочую орбиту и в некоторых
случаях после выполнения программы полета вернуть на Землю.
Кроме того, в последнее время в связи с созданием долговремен-
ных орбитальных станций, разработкой перспективных космичес-
ких программ по созданию в космосе больших развертываемых
конструкций (радиотелескопы, солнечные электростанции, орби-
тальные исследовательские платформы) и уникальных оптических
космических телескопов возникли требования по обслуживанию
выводимых полезных грузов (ПГ) в целях выполнения монтаж-
ных, отладочных и регламентных работ. Для этого и предназна-
чены транспортные космические системы (ТКС) как одноразо-
вого, так и многоразового применения.
В настоящее время в основном используются ТКС одноразо-
вого применения, состоящие из одноразовой PH для выведения
ПГ на низкую околоземную орбиту, или PH и космического раз-
гонного блока для выведения ПГ на высокие околоземные орбиты
или траектории полета к планетам Солнечной системы.
Для возврата ПГ из космического пространства на Землю
используются специальные СА, входящие в состав ПГ, оборудо-
ванные одноразовой тепловой защитой и средствами приземления
парашютного или парашютно-реактивного типа.
При этом функциональные задачи ТКС по выведению ПГ на
орбиту, как правило, возлагаются на PH и разгонные блоки, а по
возврату — непосредственно на сам полезный груз. Такое построе-
ние современных ТКС определилось возможностями однора-
зовых PH.
На сегодняшний день потребность в решении задачи обслужи-
вания применительна только к пилотируемым долговременным
станциям. Эксплуатация в Советском Союзе долговременной ор-
битальной станции «Салют» с помощью КК «Союз» и «Прогресс»
является примером успешного решения этой задачи.
Вполне естественно стремление к созданию ТКС, которые бы
решили все функциональные транспортные задачи, а полезный
груз мог бы создаваться исходя из требований выполнения основ-
ных целевых задач. Для сокращения стоимости и сроков создания
182
полезных грузов, которые всегда стоили дороже средств выведе-
ния, желательно послабление требований по массе, габаритам и
уровню наземной экспериментальной отработки, причем снижение
первоначального уровня надежности в этом случае может быть
компенсировано за счет обеспечения обслуживания и замены вы-
шедших из строя функциональных частей непосредственно на орбите.
Быстрое развитие космической техники требует постоянного
увеличения мощностей ракетно-космической промышленности для
производства полезных грузов, что может быть достигнуто за
счет сокращения производства средств выведения. Одним из ре-
альных путей достижения этого является использование принципа
многоразовости в их применении, скажем, по примеру современ-
ной транспортной авиации. Ведь сегодня никому не придет в го-
лову предложить одноразовые транспортные самолеты для до-
ставки грузов или пассажиров, какими бы совершенными и ско-
ростными они не были.
При росте грузопотока материальные затраты и производствен-
ные мощности, необходимые для изготовления таких самолетов,
нарастали бы пропорционально его росту.
Поэтому рост грузопотока Земля — космическое пространст-
во— Земля ставит на повестку дня вопрос создания новой косми-
ческой транспортной системы, обеспечивающей регулярные рейсы
по перевозке грузов и экипажей.
В качестве примера рассмотрим многоразовую транспортную
космическую систему (МТКС) «Спейс Шаттл» («Космический
челнок»), практическая разработка которой началась в США
с начала 70-х годов, а первый полет состоялся 12 апреля 1981 г.
(экипаж Д. Янг и Р. Криппен) продолжительностью 54 ч 20 мин
52 с. Не все бесспорно и совершенно в этой системе с точки зре-
ния желаемой идеальной МТКС. Это своеобразный полиатив ме-
жду традиционными одноразовыми баллистическими ракетами и
многоразовой системой, использующей авиационные принципы,
являющейся этапом в создании МТКС, которая базируется на оп-
ределенном уровне развития ракетно-космической техники США и
использует исключительно благоприятные географические условия
США с точки зрения обеспечения всеазимутального запуска и реа-
лизации спасения I ступени.
Конструктивно МТКС «Спейс Шаттл» (рис. 5.1) состоит из
двух спасаемых твердотопливных ускорителей, являющихся фак-
тически I ступенью, и орбитального корабля с тремя маршевыми
кислородно-водородными двигателями и подвесным топливным от-
секом, образующими II ступень, при этом топливный отсек являет-
ся единственным одноразовым элементом всей системы. Преду-
сматривается двадцатикратное использование твердотопливных
ускорителей, стократное — орбитального корабля, а кислородно-
водородные двигатели рассчитываются на 55 полетов.
Предполагается, что такая МТКС при стартовой массе 1995—
2050 т сможет выводить на орбиту с наклонением 28,5° полезный
груз массой 29,5 т, на солнечно-синхронную орбиту— 14,5 т и воз-
183
вращать на Землю с орбиты полезный груз массой 14,5 т. Предпо-
лагается также, что количество запусков МТКС может быть дове-
дено .до 55—60 в год. В первом полете стартовая масса МТКС
«Спейс Шаттл» составляла 2022 т, масса пилотируемого орби-
тального корабля при выведении на орбиту — 94,8 т, при посад-
ке—89,1 т.
Рис. 5.1. МТКС «Спейс Шаттл» (общий вид)
Разработка такой системы — весьма сложная и трудоемкая
проблема, о чем говорит тот факт, что на сегодня оказались не
выполненными заложенные в начале разработки показатели по
общим затратам на создание системы, стоимости ее запуска и
сроки создания. Так, стоимость возросла с 5,2 млрд. дол. (в ценах
1971 г.) до 10,1 млрд. дол. (в ценах 1982 г.), стоимость пуска —
с 10,5 млн. дол.до 24 млн. дол. Не удалось выдержать срок и на-
мечавшегося на 1979 г. первого экспериментального полета.
Министерство обороны США, в частности ВВС, является глав-
ным заказчиком МТКС «Спейс Шаттл»,
184
5.2.	СОСТАВ
Многоразовая транспортная космическая система состоит из
многоразового транспортного космического корабля (МТКК), раз-
гонного космического блока — космического буксира (КБ) и ком-
плекса наземных, воздушных и морских средств, обеспечивающих
транспортирование, ремонтно-восстановительные работы, подго-
товку МТКК к старту, а также операции управления, контроля и
связи в ходе полета МТКК.
Многоразовый транспортный космический корабль (МТКК) со-
стоит из пилотируемого орбитального корабля (ОК), подвесного
топливного отсека (ПТО) и двух твердотопливных ускорителей
(ТТУ).
Для обслуживания космических аппаратов вне зоны доступно-
сти бортовых манипуляторов орбитального корабля (от несколь-
ких десятков метров до нескольких десятков километров) и до-
ставки их непосредственно к ОК предполагается использование
специально создаваемого для этих целей дистанционно управ-
ляемого экипажем ОК (или с Земли) телеоператора — бло-
ка ТМТ.
Для увеличения продолжительности эксплуатации ОК на орби-
те или снабжения электроэнергией полезных грузов, выводимых с
помощью МТКК, разрабатывается энергетическая установка SPM
мощностью 25 кВт и предполагается разработка энергетической
установки мощностью 200—500 кВт. Для изготовления на орбите
элементов больших конструкций разрабатываются несколько ви-
дов установок производства ферменных конструкций в космосе и
герметизированный обитаемый блок для их сборки. В качестве
космического буксира разрабатываются два вида однора-
зовых твердотопливных многоступенчатых буксиров JUS и SSUS
(разработки ВВС США и NASA). Такой выбор сделан на пер-
вом этапе из-за низкой стоимости, простоты и высокой надежно-
сти РДТТ. В дальнейшем предполагается разработка и ввод в
эксплуатацию к 1986 г. многоразового буксира второго поко-
ления OTV с ЖРД, работающим на жидких кислороде и во-
дороде.
Буксиры JUS и SSUS должны обеспечить запуск полезных гру-
зов массой 2,3 т на геостационарную орбиту, 2,72 т на 12-часовую
орбиту и более 5 т на межпланетную траекторию, а буксир OTV
предназначается для доставки полезных грузов с низкой орбиты
на более высокую (в основном на геостационарную) с последую-
щим возвращением на низкую орбиту или на Землю, а также для
обеспечения операций на низких или геостационарной орбитах.
Рассматриваются автоматические и пилотируемые буксиры OTV,
рассчитанные на однократное и многократное (с заправкой топ-
лива на орбите) применение. Типовым будет полет на геостацио-
нарную орбиту с пилотируемым КА массой 6,4 т (два члена эки-
пажа) и пребыванием на геостационарной орбите 1—2 нед (по
другим данным с четырьмя космонавтами 30 сут).
185
5.3.	СХЕМА ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ МТКК
В процессе выведения МТКК выполняет как бы роль ракеты-
носителя в одноразовых транспортных космических системах. В
орбитальном корабле размещаются экипаж и полезный груз. В
подвесной топливный отсек заправляется все кислородно-водород-
ное топливо, расходуемое в процессе выведения на орбиту. Два
твердотопливных ускорителя обеспечивают дополнительную тягу
на начальном участке траектории полета и гарантированную для
спасения ОК скорость в случае аварии на начальном участке вы-
ведения. В момент старта МТКК одновременно работают двига-
тельные установки I и II ступеней, при этом управление полетом
осуществляется отклонением вектора тяги их двигателей, а на ат-
мосферном участке полета дополнительно отклонением руля на-
правления ОК. На 125 с полета при достижении скорости 1390 м/с
и высоты полета ~50 км твердотопливные ускорители
(ТТУ) отделяются с помощью восьми ракетных двигателей на
твердом топливе (РДТТ). Дальнейший неуправляемый полет ТТУ
происходит по баллистической траектории, причем на высоте
7,6 км раскрываются тормозной парашют, а на высоте 4,8 км —
основные парашюты. Приводнение ТТУ происходит на 463 с с мо-
мента старта и на расстоянии 256 км от него. Затем ТТУ букси-
руют к берегу для проведения восстановительных работ и повтор-
ного использования их в составе МТКК.
Три основных двигателя ОК продолжают работать, используя
топливо ПТО, и обеспечивают скорость, близкую к орбитальной.
После выработки топлива на 480 с полета подвесной топливный
отсек отделяется и по баллистической траектории падает в Тихий
или Индийский океан, разрушаясь в плотных слоях атмосферы;
его спасение не предусмотрено.
С помощью двигателей системы орбитального маневрирования
ОК создается дополнительный импульс по приращению скорости,
необходимой для его вывода на опорную орбиту. Эти же двига-
тели используются для маневрирования при аварийном прекра-
щении штатного полета на участке выведения, для межорбиталь-
ных переходов, сближения и выдачи тормозного импульса при
сходе с орбиты для посадки. Имея запас энергии, путем торможе-
ния и маневрирования на атмосферном участке спуска ОК дости-
гает заданной боковой и продольной дальности для обеспечения
безмоторной посадки на посадочную полосу стартово-посадочного
комплекса или запасного аэродрома посадки.
С момента старта до посадки весь полет МТКК состоит из сле-
дующих этапов: набор высоты и скорости, отделение ПТО и вы-
ход ОК на орбиту, орбитальный полет, сход с орбиты, полет в
атмосфере при спуске и посадка.
Отличительной особенностью МТКК «Спейс Шаттл» при воз-
никновении аварийной ситуации на участке выведения и посадки
является обязательное спасение и возврат на Землю всего ОК
вместе с экипажем (который остается в кабине ОК во время ава-
186
рийного спасения) и полезным грузом, так как традиционные
способы аварийного спасения одноразовых кораблей для ОК
МТКК принципиально непригодны. Для повышения живучести
всей системы использованы резервирование бортовых систем; твер-
дотопливные ускорители, надежность которых близка к единице;
эффективная система диагностики, позволяющая выключать неис-
правный двигатель без его разрушения; 9% запас по форсирова-
нию тяги основных двигателей, что позволяет частично компенси-
ровать потери тяги одного выключенного двигателя, для чего в
подвесном топливном отсеке имеется резервное топливо. Все это
в зависимости от того, в какой момент произошла авария, долж-
но способствовать реализации различных вариантов спасения ОК:
прекращение разгона и выведения с возвратом на посадочную
полосу (ПП), расположенную на полигоне запуска;
полет с выходом на одновитковую траекторию с последующей
посадкой на ПП стартового комплекса после выполнения нор-
мального входа в атмосферу и маневров перед посадкой;
выход на орбиту с последующим возвратом (после нескольких
витков ожидания) на ПП стартового комплекса или запасной
аэродром, или проведением спасательных операций на орбите.
На первых полетах как мера дополнительной безопасности для
экипажа предусматривается установка катапультируемых кресел.
5.4.	ОРБИТАЛЬНЫЙ КОРАБЛЬ
Орбитальный корабль (рис. 5.2) представляет собой гиперзву-
ковой летательный аппарат с дельтовидным крылом, является но-
сителем полезного груза со средствами его развертывания и об-
служивания на орбите и обеспечивает необходимые условия для
жизнедеятельности и работы экипажа из четырех человек (коман-
дир, пилот, специалист по программе полета и специалист по по-
лезной нагрузке). В отдельных полетах при выполнении спаса-
тельных операций на борту ОК может находиться до десяти че-
ловек.
По своим массовым и габаритным характеристикам ОК срав-
ним с современными транспортными самолетами и имеет длину
37,26 м, размах крыльев 23,8 м, высоту по килю 17,27 м, старто-
вую массу с полезной нагрузкой 85—114 т, сухую массу 68 т, по-
садочную массу с полезной нагрузкой 84,8 т.
Аэродинамическая схема ОК выбрана с расчетом обеспечения
компромисса между большими углами атаки при гиперзвуковой
скорости и достаточно высоким аэродинамическим качеством при
дозвуковом полете. Крыло с двойной стреловидностью (углы стре-
ловидности 81 и 45° по передней кромке) обеспечивает при гипер-
звуковой скорости аэродинамическое качество 1,3 при угле ата-
ки 34°, сравнительно низкие тепловые нагрузки и коэффициент
подъемной силы 0,8, при дозвуковой скорости — аэродинамическое
качество 4,4 при угле атаки 18° и коэффициент подъемной силы
187
0,9; в крыле размещены главные стойки шасси, в передней части
фюзеляжа — носовое шасси.
Фюзеляж ОК состоит из носовой, средней и хвостовой час-
тей. В носовой части расположены герметичная кабина экипажа
и носовой блок системы реактивного управления, в средней час-
ти — негерметичный отсек полезного груза, в хвостовой — три
основных двигателя и киль, а в двух внешних гондолах — двига-
тельные установки орбитального маневрирования и системы реак-
тивного управления.
Рис. 5.2. Орбитальный корабль:
1 — блоки двигателей реактивного управления; 2 — маршевые ЖРД; 3 — двигатели
системы орбитального маневрирования; 4 — топливные баки двигателей орбиталь-
ного маневрирования; 5 — силовая рама крепления маршевых ЖРД; 6 — панели
радиаторов; 7 — манипулятор; 8 — крышка люка для доступа в отсек полезного
груза; 9 — иллюминаторы; 10 — кабина экипажа; 11 — носовой отсек ОК; 12 — топ-
ливные элементы системы электропитания; 13— теплоизоляция планера ОК; 14—
баки топливных элементов; 15 — планер ОК; 16 — створки отсека полезного груза
Кабина экипажа состоит из верхней, средней и нижней
секций. Верхняя и средняя секции (где находится экипаж) имеют
общий герметизированный объем 75 м3, при этом номинальный
свободный объем 30,6 м3 при размещении шлюзовой камеры в
средней секции и 34,1 м3 при ее размещении в отсеке полезной
нагрузки. Для обеспечения термической изоляции кабина экипа-
жа крепится к конструкции носовой части фюзеляжа только в че-
тырех точках. Все окна, кроме окон задней стенки, состоят из
трех панелей: внутренней герметизирующей, средней противо-
ударной и внешней теплозащитной.
Шлюзовая камера диаметром 1,6 м и высотой 2,1 м слу-
жит для перехода из кабины экипажа в отсек полезной нагрузки
188
без ее разгерметизации и рассчитана на одновременное пребыва-
ние в ней двух полностью экипированных членов экипажа в ска-
фандрах.
Отсек полезной нагрузки (ОПН) расположен в сред-
ней части фюзеляжа, имеет длину 18,3 м, диаметр 4,6 м, объем
339,8 м3, а также двухстворчатую крышку, внутри которой уста-
новлены створки радиационной поверхности системы терморегули-
рования. Полезная нагрузка, располагаемая в ОПН, подвержена
сравнительно низким перегрузкам: 3,3 ед. по продольной, 0,2 ед.
по поперечной и 0,75 ед. по вертикальной осям при выведении
на орбиту; максимальные перегрузки 2,5 ед. по вертикальной оси,
около 1 ед. по продольной оси при возвращении с орбиты и 2,8 ед.
при посадке.
Терморегулирование ОПН для поддержания постоянной темпе-
ратуры 23,8°С обеспечивается теплоизоляцией, а до старта — про-
дувкой газом с помощью наземного оборудования.
В нижней части ОПН (под полом) находится система электро-
питания.
На левом борту ОПН установлен манипулятор дистанционно
управляемый из кабины экипажа; при необходимости предусмот-
рена установка второго манипулятора с правого борта ОПН. В
сложенном положении манипулятор массой 450 кг имеет форму
цилиндра диаметром 203 мм и длиной 15,3 м.
Прожекторы, закрепленные внутри ОПН на шпангоутах, соз-
ют достаточные уровни освещенности для выполнения любых опе-
раций в грузовом отсеке.
Для обеспечения операции стыковки орбитального корабля с
другими космическими аппаратами предусмотрена установка внут-
ри грузового отсека у задней стенки отсека экипажа специаль-
ного стыковочного модуля.
В ОПН имеются элементы, обеспечивающие полезные нагруз-
ки электроэнергией, рабочими жидкостями и газами, а также ме-
ханизмы удержания для гарантированного сохранения полезной
нагрузки на всех стадиях полета.
Для предохранения орбитального корабля, каркас н обшивка
фюзеляжа которого выполнены из алюминиевого сплава (исключе-
ние составляет рама ЖРД основной двигательной установки в
хвостовой части, изготовленная из титанового сплава, армирован-
ного бор-эпоксидной смолой), от аэродинамического нагрева на
участке выведения и при входе в атмосферу используется тепло-
защита.
Теплозащита предназначена для поддержания температур
обшивки не выше 450 К, стенок кабины экипажа — не выше 322 К,
внутри ОПН — не выше 366 К, а в отсеках, где размещаются
двигатели и шасси, — 450 К, хотя при входе в атмосферу отдель-
ные участки наружной поверхности нагреваются до 1755 К-
На различных участках корпуса в зависимости от степени на-
грева при входе в атмосферу теплозащита выполнена из различ-
ных материалов.
189
Нос фюзеляжа и передние кромки крыльев, нагревающиеся до
1755 К, защищают теплозащитой RCC («углерод — углерод»),
представляющей собой многослойную конструкцию из углерод-
ной ткани, пропитанной фенольной смолой. Участки, нагревающие-
ся до 820—1500 К, защищают теплозащитой HRSJ на основе квар-
цевого волокна, которая изготавливается в основном в виде квад-
ратных плиток (общее количество 2000 шт.) размером
15,2Х 15,2 см при толщине от 19 до 63,6 мм в зависимости от на-
грева участка.
Участки, нагревающиеся до 680—820 К, защищают теплозащи-
той LRSJ на основе кварцевого волокна, также изготавливаемой
в виде квадратных плиток (общее количество 7000 шт.) размером
20,3x20,3 см при толщине 5,1—25,4 мм в зависимости от нагрева
участка. Теплозащита LRSJ почти аналогична теплозащите HRSJ
и отличается от нее только покрытием и пигментом, которые обе-
спечивают ей низкий коэффициент поглощения и высокий коэффи-
циент излучения солнечной радиации. Плитки теплозащиты HRSJ
и LRSJ на внешней поверхности имеют покрытие из боросиликат-
ного стекла, обеспечивающее влагонепроницаемость и требуемые
оптические свойства, приклеиваются к изолирующей войлочной
подложке из волокна «гпопех», компенсирующей неравномерную
деформацию обшивки и теплозащиты, а вместе с подложкой —
к обшивке ОК.
Участки, нагревающиеся до 645 К при входе в атмосферу и
до 672 К на участке выведения, защищены теплозащитой FRSJ,
представляющей собой войлок толщиной 4,1—10,2 мм с нанесен-
ной белой силиконовой резиной.
Теплозащиты RCC, HRSJ, LRSJ и FRSJ занимают 3,5%
(38 м2), 43,2% (475 м2), 25,6% (281 м2) и 27,7% (304 м2) общей
площади защищаемой поверхности, а их массовые доли равны
21,5%, 59,7%, 13,2% и 5,6% соответственно, при общей массе те-
плозащиты 7,164 т.
Основная двигательная установка ОК состоит
из трех ЖРД, работающих на жидких водороде и кислороде. Каж-
дый ЖРД имеет номинальную тягу 170 тс на уровне моря и
213 тс в пустоте с изменением ее от 50 до 109% с учетом регули-
рования перегрузок на участке выведения и при аварийном пре-
кращении полета, а также шарнирную подвеску, обеспечивающую
отклонение на ±11° по тангажу и ±9° для управления по
рысканью и крену.
Двигательная установка маневрирования и
ориентации включает два ЖРД маневрирования и 44 ЖРД
ориентации (реактивного управления); из них 38 основных и 6
вспомогательных, которые работают на монометилгидразине и
четырехокиси азота. Конструктивно двигатели объединены в три
двигательные установки: носовую и две кормовые, размещенные
в двух боковых гондолах по обе стороны от киля.
В носовой двигательной установке (сухая масса 492,6 кг) раз-
мещены 14 основных и 2 вспомогательных ЖРД ориентации и
190
1112 кг топлива. В каждой кормовой двигательной установке (су-
хая масса 1793 кг в гондоле) расположено по одному ЖРД ма-
неврирования, 12 основных и 2 вспомогательных ЖРД ориента-
ции, а также 5650 кг топлива ЖРД маневрирования, 1097 кг то-
плива ЖРД орнентацин, 44 кг топлива в трубопроводах и 25 кг
газа в баллонах. Запаса топлива маневрирования достаточно для
сообщения ОК с полезной нагрузкой 29,5 т скорости 350 м/с. Кро-
ме того, в ОПН предусматривается размещение до трех комплек-
тов топливных баков, объединенных в один блок массой 19051 кг
(16 556 кг топлива), занимающих 15% объема ОПН и обеспечи-
вающих дополнительное приращение скорости по 150 м/с каж-
дый. ЖРД ориентации обеспечивают заданную ориентацию ОК
относительно центра масс по трем осям и поступательные пере-
мещения в трех взаимно перпендикулярных плоскостях, причем
основные ЖРД ориентации служат для быстрых разворотов, а
вспомогательные — для управления в режиме точной ориентации.
Для всех элементов ЖРД ориентации предусмотрено резерви-
рование, обеспечивающее их нормальное функционирование при
отказе любых двух элементов.
Основные характеристики ДУ приведены в табл. 5.1.
Система жизнеобеспечения и терморегулиро-
вания включает герметичный объем экипажа с двухгазовой
(21% кислорода н 79% азота) искусственной атмосферой при дав-
лении 760 мм рт. ст. и температуре 18,3—26,6°С. Кислород О2
(51 кг) хранится в жидком виде в двух баках кислородно-водо-
родных топливных элементов, азот N2 — в газообразном виде
(78 кг) в четырех баллонах. Для удаления углекислого газа СО2
и дезодорации служат патроны с гидроокисью лития. Из патронов
газовая смесь поступает в теплообменник для обеспечения задан-
ных параметров по температуре и влажности. Запас сжатых га-
зов (25 кг кислорода), хранится в баллоне ОПН и рассчитан на
наполнение герметизированного объема кабины экипажа после
одной его полной разгерметизации или на поддержание в этом
объеме давления 42,5 мм рт. ст. в течение 165 мин при появлении
небольшого отверстия в корпусе при старте или вскоре после него.
Полезный запас расходуемых материалов (75,2 кг пищевых про-
дуктов, 150 кг воды в трех переносных бачках, два из которых
заполняются при старте, а также 1311 кг воды из водородно-
кислородных топливных элементов) рассчитан на экипаж из че-
тырех человек, совершающих орбитальный полет в течение 7 сут
с учетом аварийного запаса на 4 сут.
Поддержание необходимого температурного режима всех внут-
ренних отсеков ОК обеспечивается пассивными и активными эле-
ментами системы терморегулирования, включающими теплоизо-
ляцию, термонагреватели, аммиачный испаритель и радиационные
экраны.
Комплексная система навигации, наведения
и управления ОК состоит из трех инерциальных измеритель-
ных блоков, бортового комплекта строированной микроволновой
191
Таблица 5.1
Основные характеристики двигательных установок орбитальвого корабля
ЖРД	Тяга, тс	Удельный нмпульс, с	Давление в камере сгорания, МПа	Компоненты топлива	Система подачн	Масса, кг	Ресурс работы, ч (число включений)	Макси- мальная продолжи- тельность работы, с	Срок годности, лет (число полетов)
Основной	170,1* 213,2	363,2 455,2	21	Жидкие водо- род и ки- слород	ТНА	3000	8 (55)	825	55 включе- ний
Маневрирования	2,7	313,2	8,6	Четырех- окнсь азота — монометил- гндразнн	Вытес- нитель- ная	118	15 (1000, но не более 10 в каждом полете)	1250	10 (100)
Ориентации:							5,5 (50 000)	150	
основной	0.395	255** 200	1,06	То же	То же	6,1			10 (100)
вспомогательн ый	0,0113	272** 240	7,3	»	>		3,5 (50 000)	1500	10 (100)
* В знаменателе — на Земле, в числителе — в пустоте.
** В знаменателе — при непрерывном режиме, в числителе — при импульсном режиме.
сканирующей системы обеспечения посадки, трех блоков скорост-
ных гироскопов, бортового комплекта радионавигационной систе-
мы «Такая», трех блоков акселерометров, двух радиовысотомеров,
четырех датчиков воздушных параметров, двух блоков передачи
усилий от педалей управления рулем направления, двух команд-
ных авиагоризонтов, двух плановых индикаторов обстановки, двух
индикаторов положения поверхностей управления, двух баромет-
рических высотомеров, двух приемоответчиков системы УВД, а
также указателей угла атаки и числа М (двух), высоты и верти-
кальной скорости (двух), ручек управления поступательным дви-
жением (двух), управления рулем направления (двух) при его ра-
боте в режиме аэродинамического тормоза, управления враща-
тельным движением (трех). Четыре БЦВМ, соединенные между
собой, служат для обработки информации, поступающей от си-
стемы навигации, наведения и управления, и для передачи команд
на систему управления полетом, пятая БЦВМ резервная.
Система связи и слежения включает радиолокатор
(или два) диапазона Кл для обеспечения сближения с другими
космическими объектами, комплект (или два комплекта) обору-
дования диапазона Кл для обеспечения связи со спутниками, три
звездных датчика, два односторонних доплеровских выделителя,
программно-временные устройства, два усилителя ЛБВ диапазо-
на S мощностью по 100 Вт каждый, два комплекта оборудования
диапазона Р для использования в системе обеспечения посадки,
а также для связи с членами экипажа, находящимися в откры-
том космосе, комплект оборудования диапазона К для обеспечения
связи ОК с Землей и с полезной нагрузкой, комплект оборудования
диапазона К для обеспечения связи ОК с Землей, антенны.
К бортовым радиоэлектронным системам ОК также относятся
пульт системы управления полетом, три блока отображения ин-
формации, три клавишных устройства для связи с БЦВМ, четы-
ре электронно-лучевых дисплея, девятнадцать мультиплексор-де-
мультиплексеров, три блока передачи команд на ЖРД основной
двигательной установки, система аварийной сигнализации, твер-
дотельные регуляторы мощности и главное синхронизирующее уст-
ройство.
S.S.	ТВЕРДОТОПЛИВНЫЕ УСКОРИТЕЛИ
Два возвращаемых твердотопливных ускорителя (рис. 5.3, а)
образуют I ступень МТКК и крепятся к подвесному топливному
отсеку II ступени.
Корпус каждого ТТУ имеет длину 45,46 м, внешний диаметр
3,7 м, общую массу 586,5 т, в том числе массу топлива 503,6 т,
стартовую тягу 1330 тс (на уровне моря), продолжительность ра-
боты 122 с, суммарный импульс 131,6- 10е кгс с и удельный им-
пульс в пустоте 262,2 с при степени расширения сопла 4,16 и мак-
симальном расчетном давлении в камере сгорания 6,7 МПа. Соп-
ло с гибким подшипником с помощью двух гидроприводов откло-
няется на ±8° (для управления достаточно ±7,1°).
7
Космические аппараты
193
Конструктивно каждый твердотопливный ускоритель состоит
из 11 секций пяти типов, изготовленных из стали толщиной 12 мм,
габариты которых выбраны так, чтобы при их изготовлении и
ремонтно-восстановительных работах для повторного использова-
ния исключить сварку и использовать существующие способы рас-
катки, термической и механической обработки.
Рис. 6.3. Твердотопливный ускоритель (в) и подвес-
ной топливный отсек (<5):
1,3- РДТТ отделения ТТУ от ПТО; 2 — основной парашют;
4 — сопло ТТУ; 5 — нижняя юбка; б — нижний узел крепления
ТТУ к ПТО; 7 — верхний узел крепления ТТУ к ПТО; 8 — ап-
паратура подсистемы разделения и спасения ТТУ; 9 — верх-
няя юбка; 10 — головной обтекатель; 11 — вытяжной парашют;
12 — обтекатель; 13 — перегородки для демпфирования колеба-
ний окислителя; 14 — передний узел крепления ТТУ; 15 —
стрингеры; 16 — передний узел крепления орбитального ко-
рабля (ОК); /7 — задний узел крепления ОК; /8 — магистрали
систем подачи топлива и наддува; 19 — бак горючего (жид-
кий водород); 20 — межбаковый отсек; 21 — плата разъемов;
22 — бак окислителя (жидкий кислород)
Для защиты От воздействия морской воды внешняя поверх-
ность корпуса имеет покрытие на эпоксидно-полиамидной основе,
внутренняя — изоляцию из бутадиенового каучука с асбестоквар-
цевым наполнителем.
К последней секции крепится верхняя юбка, обеспечивающая
плавучесть приводнившегося блока и служащая для установки го-
ловного Обтекателя (ГО) с тремя основными (диаметр купола
81,7 м) и одним тормозным (диаметр купола 16,5 м) ленточными
194
парашютами и программного устройства, работающего от баро-
датчика и используемого после отделения ускорителя. На ГО рас-
положены четыре двигателя отделения твердотопливного ускори-
теля от ПТО.
Твердотопливные ускорители снаряжаются смесевым топливом
продолжительностью хранения не менее 10 лет.
Многократное использование твердотопливных ускорителей
обеспечивает существенную экономию: стоимость изготовления
нового ускорителя составляет 4,1 млн. дол., стоимость его спасе-
ния и восстановления —1,6 млн. дол. (в ценах 1975 г. из расчета
445 полетов МТКС).
S.6.	ПОДВЕСНОЙ ТОПЛИВНЫЙ ОТСЕК
Подвесной топливный отсек (рис. 5.3,6) служит для размеще-
ния компонентов топлива основной двигательной установки II сту-
пени (ОК), имеет длину 47 м, диаметр 8,38 м, сухую массу 33,5 т и
массу с топливом 743 т. ПТО состоит из бака окислителя, бака го-
рючего и промежуточного межбакового отсека.
Бак окислителя (сухая масса 5,647 т) монококковой кон-
струкции оживальной формы с эллипсоидальным нижним днищем
имеет внутренний полезный объем 552 м3 и вмещает 604,2 т жид-
кого кислорода при номинальном давлении наддува 0,14—
0,155 МПа.
Бак горючего (сухая масса 14,45 т) сварной (сварка
плавлением) полумонококковой конструкции из алюминиевого
сплава состоит из эллипсоидального верхнего днища, цилиндриче-
ской обечайки и эллипсоидального нижнего днища, имеет внутрен-
ний полезный объем 1573,2 м3 и вмещает 101,6 т жидкого водо-
рода при давлении наддува 0,22—0,234 МПа.
Промежуточный межбаковый отсек длиной 6,87 м
и диаметром 8,4 м имеет форму цилиндра и состоит из двух си-
ловых панелей, воспринимающих тягу двух твердотопливных ус-
корителей, шести панелей обшивки, главного и четырех промежу-
точных шпангоутов, четырех лонжеронов и поперечной силовой
балки.
Теплозащита ПТО состоит из теплозащиты CPR-448 (фто-
роуглеродный пенопласт малой вязкости и полиизолциануратный
пенопласт) и теплозащиты SLA-561 (кремнийорганический пено-
каучук с добавкой обугливающихся и армирующих веществ),
должна обеспечивать заданную температуру компонентов топли-
ва (скорость их выкипания не должна превышать расчетную),
предотвращение намерзания льда на внешней поверхности и сжи-
жения воздуха на баке горючего. Теплозащита наносится так,
чтобы при входе в атмосферу ПТО мог разрушиться без боль-
шого разлета его элементов, поскольку все они должны падать в
заданном районе.
7*
195
6.7. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Ожидаемое в ближайшем будущем значительное увеличение
объема транспортных перевозок в околоземном космическом про-
странстве, включая геостационарные орбиты, не может быть в
полной мере удовлетворено МТКС типа «Спейс Шаттл». Эта в
достаточной мере дорогая система имеет к тому же существенные
ограничения по массе и объему выводимой полезной нагрузки. В
середине 1980-х годов будут предприняты усилия по разработке
нового поколения МТКС, которые позволят снизить стоимость
выведения 1 кг полезного груза на порядок и более (на МТКС
«Спейс Шаттл» стоимость выведения 1 кг — 800 дол.) и сущест-
венно повысить грузоподъемность (более 100 т на низкую орбиту
и более 25 т на геосинхронную). Направление разработок пойдет
по двум путям: создание одно- или двухступенчатых МТКС,
использующих авиационные принципы взлета и посадки для
оперативной доставки на низкую околоземную орбиту экипажа
и небольших полезных нагрузок, и МТКС, использующих балли-
стические принципы взлета, разгона и спуска с орбиты для вы-
ведения полезных нагрузок с большой массой и габаритами.
До создания этих средств будут предприняты попытки даль-
нейшего совершенствования МТКС «Спейс Шаттл» как по повы-
шению его энергетических возможностей с использованием ОК,
так и по созданию на его основе грузового варианта с выведе-
нием на низкую орбиту грузов массой 65—90 т.
Глава 6
ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
6.1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Тепловой режим космического аппарата, находящегося в меж-
планетном пространстве, определяется условиями внешнего те-
плообмена и структурой самого КА. В состав любого КА входят
средства, обеспечивающие внешний и внутренний теплообмен, на-
зываемые системой обеспечения теплового режима (СОТР). Ко-
нечно, тепловой режим КА должен быть обеспечен и на других
участках эксплуатации.
При нахождении КА на космодроме тепловой режим обычно
обеспечивается с помощью наземных средств.
От аэродинамического нагрева при прохождении плотных
слоев атмосферы на участке выведения КА обычно защищается
средствами ракеты-носителя (сбрасываемый головной обтекатель,
защитные щитки и т. д.), а также применением на внешней по-
верхности материалов, способных выдерживать нагрев в несколь-
ко сотен градусов.
Космический аппарат, совершающий посадку на поверхность
планеты, имеющей атмосферу, должен быть защищен от аэроди-
намического нагрева при торможении, а также обеспечивать
требуемые температуры работающей аппаратуре после посадки.
В данной главе будут рассмотрены вопросы обеспечения теп-
лового режима в основном на участке орбитального полета.
6.2.	ВНЕШНИЙ ТЕПЛООБМЕН
В космическом пространстве вне пределов атмосферы планет
единственным видом теплообмена КА с окружающим его прост-
ранством (если исключить процессы, связанные с выбросом
масс) является теплообмен излучением. Поверхность КА погло-
щает падающую на нее лучистую энергию и в свою очередь из-
лучает в окружающее пространство энергию, равную сумме по-
глощенной и подведенной изнутри. Для КА, находящихся в окре-
стностях планет, имеющих атмосферу, внешним источником на-
грева может стать тепловая энергия, выделяющаяся как при
столкновении его поверхности с молекулами газа, так и за счет
рекомбинации на его поверхности диссоциированных молекул.
197
Для Земли эта энергия существенна на высотах менее 200 км, а
на высотах более 250 км она настолько мала, что практически
не влияет на температуру поверхности КА.
Обычно при расчете теплообмена между телами, имеющими
близкие температуры, считают, что степень черноты поверхности е
равна коэффициенту поглощения падающего теплового потока А.
Особенность процессов теплообмена в космическом простран-
стве состоит в том, что они происходят между телами, имеющими
существенно различные температуры: Солнце — основной источ-
ник тепловой энергии имеет эффективную температуру поверхно-
сти около 5800 К, поверхности КА и планет — температуру по-
рядка сотен кельвинов, «черное» космическое пространство — тем-
пературу, близкую к 4 К.
Основная доля энергии солнечного излучения (~92%) при-
ходится на диапазон длин волн от 0,3 до 3 мкм, а основная доля
энергии излучения планет и поверхностей КА — на диапазон длин
волн свыше 4 мкм.
Для селективно излучающих материалов коэффициент погло-
щения падающего теплового потока существенно зависит от диа-
пазона длин волн, в котором переносится этот тепловой поток.
Поэтому для таких материалов в общем случае коэффициент по-
глощения солнечной радиации Ад не равен степени черноты е.
Коэффициенты Ад и в обычно называют тепловыми радиационны-
ми характеристиками поверхности. Подбирая материалы с одной
и той же степенью черноты, но с различными коэффициентами по-
глощения солнечной радиации, можно, при прочих равных усло-
виях, получать различные температуры поверхности, освещаемой
Солнцем.
Тепловой поток, идущий от планеты, состоит из собственного
излучения и отраженной от планеты солнечной радиации. Коэф-
фициент поглощения отраженной от планеты солнечной радиации
в силу своей природы близок к коэффициенту поглощения сол-
нечной радиации Ад, а коэффициент поглощения собственного из-
лучения планеты может быть принят равным степени черноты в
поверхности КА, так как излучение обоих тел приходится в об-
щем на один и тот же диапазон длин волн.
Учитывая, что тепловой поток, излучаемый поверхностью, в
соответствии с законом Стефана — Больцмана пропорционален
температуре в четвертой степени и степени черноты поверхности,
для элемента поверхности КА уравнение теплового баланса будет
иметь вид
mfii	= ®c<nihjASj + Фотр^Ajj + ФСО6Л + ®bhj	(6-1)
где mlt Cp Tt — масса единицы поверхности элемента КА,
его теплоемкость и температура соответ-
ственно;
198
Фсолнр Фот₽р ®собг —солнечный тепловой поток, тепловой по-
ток, отраженный от планеты, и собствен-
ное излучение планеты, падающие на эту
поверхность;
Фвн/ — тепло, подведенное от смежных элемен-
тов;
-с — время;
а — постоянная закона Стефана—Больцмана.
Из уравнения (6.1) следует, что при освещении Солнцем при
прочих равных условиях температура поверхности зависит от ее
радиационных характеристик, а при отсутствии тепловых пото-
ков от смежных элементов и от планеты—только от отноше-
ния As/e.
Поверхности, имеющие заданные радиационные характерис-
тики и предназначенные для организации внешнего теплообмена,
называют радиационными поверхностями.
Придание поверхности определенных радиационных характе-
ристик возможно самыми различными способами: напылением на
нее различных металлов или их окислов, гальванической обра-
боткой, нанесением терморегулирующих покрытий и т. д.
Современное развитие техники позволяет получать значения
радиационных характеристик в пределах е = 0,02—0,99, As=0,l—
—0,99 и As/e=0,15—8.
Спектральные характеристики материалов, как правило, не ме-
няются при изменении температур поверхности в весьма широком
диапазоне (при отсутствии фазовых изменений в структуре по-
верхности).
Если основным тепловым потоком, поступающим на поверх-
ность КА, является собственное излучение планеты, при любых
покрытиях при отсутствии внутреннего теплоподвода поверхность
принимает температуру, соответствующую этому тепловому по-
току. Это создает немало трудностей при разработке СОТР КА
для посадки на поверхности планет или их спутников, не имею-
щих атмосферы (Меркурий, Луна), так как в этом случае тепло-
обмен с окружающим пространством, как и при нахождении на
орбите, в основном происходит за счет излучения.
При отсутствии внешних тепловых потоков, падающих на по-
верхность КА, ее температура определяется степенью черноты
поверхности и количеством тепла, подведенного от смежных эле-
ментов КА.
Во всех случаях полностью решить проблему обеспечения те-
плового режима нанесением покрытий с определенными радиа-
ционными характеристиками невозможно. При изменении внеш-
него теплового потока и внутреннего тепловыделения в таких пре-
делах, когда обеспечить сохранение заданного диапазона темпе-
ратур подбором As и е нельзя или когда внешний тепловой поток
имеет характеристики, исключающие возможность получения
требуемых температур, используют другие способы регулирования
Внешнего теплообмена (рис. 6.1,а).
199
Эффективным способом регулирования температуры поверхно-
сти КА является изменение его ориентации в пространстве отно-
сительно падающего теплового потока. Но так как в этом слу-
Рис. 6.1. Основные способы регулирования внешнего теплообмена:
а — подбор покрытий с определенными радиационными характеристиками; б — створчатые
жалюзи; в — жалюзи в виде экранов, перемещающихся параллельно поверхности; г — эк-
ранирование поверхности; д — изолированная радиационная поверхность; е — экранно-
вакуумная теплоизоляция; ж — испарительная система; 1 — поверхность КК; 2 — створ-
ки; 3 — жалюзи; 4 — экран; 5 —радиационная поверхность; S — изоляция; 7 —трубопро-
вод с теплоносителем; 8 — датчик температуры, управляющий перепускным клапаном;
9 — перепускной клапан; 10 — внешний слой с определенными радиационными характери.
стиками; 11 — металлизированная пленка; 12— стеклосетка; 13— емкость в рабочим те-
лом; 14 — испаритель; 15 — сопло, сбрасывающее пары в вакуум
чае ориентация КА будет подчинена обеспечению теплового ре-
жима, могут создаться определенные трудности для выполнения
его основных задач полета, что практически исключает использо-
вание этого способа.
200
Другим способом регулирования лучистого теплообмена явля-
ются жалюзи (рис. 6.1,6, в)—подвижные экраны, которые, пе-
ремещаясь, открывают или закрывают участки поверхности с раз-
личными радиационными характеристиками.
Жалюзи перемещаются с помощью исполнительного механиз-
ма, реагирующего непосредственно на температуру поверхности,
или специальных приводов, работающих по командам чувстви-
тельного элемента, реагирующего на изменение температуры газа
или жидкости, циркулирующих вдоль поверхности. Хотя жалюзи
и эффективны при регулировании лучистого теплообмена, одна-
ко их возможности ограничены радиационными характеристиками
покрытий при данном поле внешних тепловых потоков.
Более эффективным способом регулирования внешнего тепло-
обмена является создание специальных радиационных по-
верхностей, отделенных от корпуса КА (рис. 6.1,6). В та-
ких системах внешний теплообмен регулируется за счет измене-
ния тепловых связей между радиационной поверхностью и внут-
ренними объемами. Естественно, что температура такой поверх-
ности меняется в зависимости от количества тепла, излучае-
мого ею.
Поверхности, предназначенные для сброса тепла, располагают
по возможности так, чтобы они получали минимальное количест-
во внешних тепловых потоков, и наносят на них покрытия, имею-
щие степень черноты s-»-l и коэффициент поглощения солнечной
радиации As->-0.
Системы с изолированными радиационными поверхностями
способны сбрасывать тепло и в тех случаях, когда внутренние те-
пловые нагрузки и поле внешних тепловых потоков таковы, что
не позволяют получить заданные температуры с помощью термо-
регулирующих покрытий. Для этого в системе передачи тепла изо-
лированной радиационной поверхности должна быть установлена
холодильная машина.
Средствами регулирования внешнего теплообмена являются и
мероприятия, сводящие к минимуму теплообмен поверхности с
окружающим пространством: нанесение покрытий с минимальны-
ми значениями коэффициентов As и е, экранирование по-
верхности или защиту ее изоляцией (рис. 6.1,г, ж).
При установке над поверхностью нескольких экранов с одинако-
вой степенью черноты тепловой поток, излучаемый поверхностью
в космическое пространство (при отсутствии внешнего теплового
потока), уменьшается в п+1 раз, где п — число экранов.
Стремление к созданию конструкции с максимальным числом
экранов при их минимальной массе привело к появлению экран-
но-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ)—пакета экра-
нов, выполненных из фольги или металлизированной пленки тол-
щиной 5—10 мкм, переложенных для уменьшения контактов ме-
жду ними стекловуалью или стеклосеткой. Возможно применение
пакетов экранов и без прокладок между ними, но в этом случае
экраны имеют рифление, обеспечивающее точечные контакты ме-
201
жду ними. Свойства ЭВТИ существенно зависят от температуры,
так как основной теплообмен в ней осуществляется излучением;
ее достоинством по сравнению с другими видами изоляции явля-
ются малые массовые затраты в вакууме на единицу термическо-
го сопротивления (в 5—10 раз меньше, чем у пористых изоля-
ционных материалов).
К средствам, регулирующим внешний теплообмен, относят и
испарительные системы, использующие теплоту фазовых
превращений веществ для поглощения энергии, выделяющейся в
КА или получаемой им в результате внешнего теплообмена
(рис. 6.1,ж). Обычно в таких системах в качестве рабочего тела
используют воду как вещество, имеющее максимальную скрытую
теплоту испарения, а ее пары сбрасывают в окружающий КА ва-
куум. Подобные испарительные системы применяют в случаях,
когда почему-либо невозможно обеспечить требуемый теплооб-
мен с окружающим пространством средствами, описанными выше,
или когда масса испарительной системы вместе с запасами воды
в силу кратковременности сброса энергии меньше, чем масса ра-
диационных поверхностей, необходимых для этого.
6.3.	внутренний теплообмен
Внутренний теплообмен должен обеспечить отвод тепла от те-
пловыделяющих приборов и перенос его к радиационным поверх-
ностям КА, а также перераспределение тепла между различными
элементами КА, в частности между оболочками, находящимися в
теплообмене с окружающим пространством.
При отсутствии в КА специальных средств переноса тепла ме-
жду его элементами теплообмен осуществляется излучением между
поверхностями и теплопроводностью по элементам конструкции
или среды, заполняющей герметичный объем (при отсутствии
средств, обеспечивающих принудительную циркуляцию, практи-
ческое отсутствие свободной конвекции при полете по орбите про-
сто превращает газ или жидкость в среду, обладающую только
теплопроводностью).
Для интенсификации теплообмена излучением внутренние по-
верхности КА обычно имеют степень черноты s->-l. Излучением на
1 К перепада между двумя «черными» параллельными пласти-
нами при температуре около 300 К можно передать около
5,5 Вт/м2 тепловой энергии. Лучистый теплообмен мало пригоден
при передаче тепла в «загроможденном» объеме или при охлаж-
дении элементов (например, радиоэлектронной аппаратуры),
имеющих плотности тепловыделения порядка нескольких ватт на
квадратный сантиметр.
Передача тепла через специальные металлические
теплопроводы позволяет существенно увеличить интенсив-
ность тепловых потоков, но требует значительных затрат массы.
Часто в качестве теплопроводов используют элементы конструк-
202
ции, а специальные теплопроводы — как правило, при передаче
тепла на небольшие расстояния. Это заставляет искать пути при-
нудительного переноса тепла; наиболее простым из них является
перенос тепла газом, совершающим движение с помощью венти-
ляторов в герметичных контейнерах.
Однако коэффициент теплоотдачи от газа к стенке при его
движении с небольшими скоростями сравнительно невелик (в
плоской щели шириной 10 мм он составляет всего около 8 Вт/м2).
Поэтому для интенсификации теплообмена необходимо делать
щели более узкими или устанавливать ребра, что ведет к увели-
чению массы конструкции и мощности вентиляторов, обеспечива-
ющих движение газа.
Увеличить коэффициент теплоотдачи от газа к стенке в 5—
6 раз можно за счет заправки герметичных контейнеров гелием,
однако многие электронные приборы в атмосфере гелия работать
не могут.
В КА с тепловыделяющей аппаратурой, расположенной в не-
герметичных отсеках, для передачи больших количеств тепла на
изолированную радиационную поверхность или отвода (подвода)
тепла от источников большой мощности с большой удельной
плотностью тепловыделения используют жидкие теплоносители,
циркулирующие в трубопроводах жидкостных контуров.
При поддержании температур циркулирующего теплоносителя
в заданных пределах теплоноситель кроме переноса тепла будет
стабилизировать и температуру элементов, имеющих непосредст-
венный тепловой контакт с ним. Так, нуждающиеся в охлаждении
приборы устанавливают на термостатируемые платы, через кото-
рые циркулирует теплоноситель, или подают теплоноситель не-
посредственно в приборы для охлаждения теплонапряженных эле-
ментов.
В качестве теплоносителей используют углеводороды, кремний-
органические жидкости, фреоны, водные растворы этиленгликоля,
воду и т. п.
Для передачи тепла на небольшие расстояния и отвода его от
источников с большой плотностью тепловыделения могут быть ис-
пользованы тепловые трубы — устройства в виде замкнутого
герметичного объема, заполненного рабочим телом и покрытого
изнутри смачиваемой капиллярно-пористой структурой. Часть ра-
бочего тела, заполняющего объем, находится в паровой фазе,
часть — в жидкой, причем последняя должна заполнять всю ка-
пиллярно-пористую структуру. Если в таком объеме имеются зо-
ны с различными температурами, то в зоне повышенной темпера-
туры рабочее тело будет испаряться, а в зоне пониженной темпе-
ратуры— конденсироваться. При этом за счет разности давлений,
вызванной конденсацией, пар из зоны испарения будет переме-
щаться в зону конденсации, а жидкость по капиллярно-пористой
структуре за счет капиллярных сил из зоны конденсации будет
поступать в зону испарения. В тепловых трубах в качестве рабо-
чего тела используют воду (для температур 300—400 К), ацетон,
203
фреоны, аммиак (для температур 200—350 К) и т. п. Плотность
теплового потока может составлять десятки ватт на квадратный
сантиметр поперечного сечения тепловой трубы.
6.4.	ВЫБОР СРЕДСТВ ОБЕСПЕЧЕНИЯ
ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА
Как правило, СОТР представляет собой совокупность различ-
ных средств и устройств, регулирующих внешний и внутренний
теплообмен КА. Обычно в состав СОТР входят комплекс средств
активного регулирования тепловых процессов, называемый систе-
мой терморегулирования (СТР), и средства пассивного терморе-
гулирования (СПТР). СТР включает вентиляционные устройства,
жидкостной контур с теплообменными устройствами и средствами
регулирования тепловых потоков, активные средства регулиро-
вания лучистого теплообмена и т. д., а СПТР — конструктивные
элементы, обеспечивающие заданные параметры теплообмена из-
лучением и теплопроводностью (терморегулирующие покрытия,
различного рода тепловая изоляция и теплозащита, термомосты
и термосопротивления).
Необходимо отметить, что в ряде случаев могут быть пост-
роены системы обеспечения теплового режима, состоящие только
из СПТР.
Основными факторами, определяющими выбор СОТР, явля-
ются:
область космического пространства, в которой предполагается
эксплуатация КА;
требования к тепловому режиму;
внутренние тепловыделения;
программа ориентации;
конструктивные особенности КА.
Область космического пространства, в которой предполагается
эксплуатация КА, определяет поле тепловых потоков, их спект-
ральный состав и интенсивность.
Околосолнечное пространство можно разделить на межпла-
нетное пространство, в котором преимущественным источником
тепла является Солнце, околопланетное пространство, в котором,
помимо солнечного излучения, приходится считаться с излучением
планеты, а также поверхности планет и их спутников, не имею-
щих атмосферы (Меркурий, Луна).
Тепловой режим — последовательность температурных со-
стояний элементов КА. КА состоит из большого числа элементов
(приборов, узлов конструкции и т. п.), каждый из которых имеет
свою собственную температуру. Описать температуры абсолютно
всех элементов довольно сложно. Поэтому при разработке системы
обеспечения теплового режима в КА выделяют ограниченное чис-
ло термостатируемых элементов, которые при организации соот-
ветствующих тепловых связей с ними и будут определять темпе-
204
ратуры всех остальных элементов КА. Такими термостатируемыми
элементами могут быть газ или оболочка герметичного отсека,
оболочка негерметичного отсека, теплоноситель жидкостного кои-
тура СТР и т. п. Именно температура термостатируемых элемен-
тов и условия тепловой связи с ними остальных элементов и опре-
деляют тепловой режим КА.
Например, в герметичных отсеках задаются температура, ско-
рость движения газа (последняя определяет теплообмен каждого
элемента с газом), в негерметичных отсеках — температуры и сте-
пень черноты поверхностей, обращенных к агрегатам и приборам;
для приборов, устанавливаемых на внешней стороне оболочки и
имеющих теплообмен с космическим пространством, — температу-
ры оболочки и термическое сопротивление между посадочной
плоскостью прибора и оболочкой.
Выбор термостатируемых элементов и их температурного диа-
пазона определяется совокупностью требований к поддержанию
теплового режима каждого из элементов КА, количеством тепла,
отводимого от них, а также конструктивными особенностями КА.
Внутренние тепловыделения — временная последова-
тельность выделения тепла различными элементами КА — сущест-
венно влияет на выбор СОТР, прежде всего на площадь радиа-
ционных поверхностей и принцип регулирования внешнего тепло-
обмена, так как все тепло, выделившееся внутри КА, должно быть
сброшено в окружающее пространство.
Программа ориентации — последовательность положе-
ния осей КА в пространстве относительно звезд, планет, Солнца.
Ориентация КА в пространстве определяет количество тепловых
потоков, получаемых различными участками поверхности КА.
Конструктивные особенности КА (число и форма
отсеков, компоновка и размещение в них оборудования, наличие
головного обтекателя, защищающего КА от аэродинамических пе-
регрузок и нагрева на активном участке и т. п.) непосредственно
влияют на состав СОТР и ее массовые и энергетические характе-
ристики. Поэтому сам КА должен быть спроектирован с учетом
минимальных массовых и энергетических затрат, а используемые
конструктивные решения, дающие выигрыш в массе элементов, но
увеличивающие массу СОТР в сумме, должны давать выигрыш в
массе КА в целом.
Рассмотрим особенности построения СОТР в околоземном про-
странстве. Интенсивность солнечного теплового потока при сред-
нем расстоянии Земли от Солнца 149,5 Ю6 км составляет около
1400 Вт/м2 и изменяется в течение года на ±3%. Вращаясь во-
круг Земли, КА может периодически попадать в область простран-
ства, экранируемого от солнечного излучения Землей, в так назы-
ваемую «тень Земли», в которой КА совершенно не получает сол-
нечного тепла и в которой единственным источником тепловых
потоков будет только собственное излучение Земли.
Орбиты, которые не проходят через «тень Земли», называют
«солнечными». Время пребывания КА в «тени Земли» для круго-
205
вых орбит зависит от угла ys между плоскостью орбиты и на-
правлением на Солнце, высоты орбиты и периода обращения
(рис. 6.2), а для эллиптических орбит, кроме того, и от положе-
ния в пространстве большой оси орбиты. Начальный угол fs за-
висит от угла наклонения орбиты к экватору и времени запуска
КА. Из-за вращения Земли вокруг Солнца и прецессии орбиты
S
Рис. 6.2. Отношение времени пребывания КА
в тени планеты тт к его периоду обращения т
в завнснмости от угла между плоскостью
орбиты и направлением на Солнце н отношения
высоты орбиты Н над поверхностью планеты
к радиусу планеты R
угол -fs периодически меняется от минимального до максималь-
ного значения. Соответственно этому изменяется и время пребы-
вания КА в «тени Земли».
Таким образом, в общем случае поверхность КА подвергает-
ся переменному по времени воздействию внешних тепловых пото-
ков, причем осредненный тепловой поток, получаемый поверхно-
стью за один оборот, зависит от параметров орбиты, положения
последней в пространстве и ориентации КА.
Для КА, имеющих большую массу на единицу площади по-
верхности, колебания температур конструкции, связанные с за-
ходом в «тень Земли», невелики. Поэтому оценку возможности под-
держания теплового режима подбором терморегулирующих по-
крытий часто проводят по равновесной температуре, т. е. темпе-
206
ратуре, определенной по средним за виток тепловым потокам.
Предполагается, что средства внутреннего теплообмена обеспечи-
вают одинаковую температуру всем элементам КА. Зависимость
изменения равновесной температуры КА сферической формы, на-
Рис. 6.3. Изменение равновесной температуры
сферического тела, вращающегося по круговой
орбите вокруг планеты, в зависимости от отно-
шения высоты орбиты Н к радиусу планеты R и
угла у» между плоскостью орбиты и направле-
нием на Солнце (на большом расстоянии от пла-
неты покрытие обеспечивает температуру 20°С)
холящегося на круговой орбите около Земли, при отсутствии
внутреннего тепловыделения от высоты орбиты Н и угла наклона
орбиты к направлению на Солнце -fs при Aste, обеспечивающем
на бесконечном удалении от планеты температуру +20°С (293 К),
показана на рис. 6.3. Как видно из рисунка, равновесные темпе-
ратуры укладываются в диапазон от 10 до 36°С.
Если КА будет иметь определенное постоянное тепловыделе-
ние, позволяющее подобрать при //->оо отношение коэффициеи-
207
тов As/e, обеспечивающее заданную температуру, то диапазон ее
изменения при разных Н и ys будет еще меньше.
Поэтому подбор терморегулирующих покрытий в ряде случаев
может быть достаточным для обеспечения теплового режима КА
сферической формы, находящегося на околоземных орбитах.
Если КА представляет собой несколько необъединенных в те-
пловом отношении элементов или имеет отличную от сферичес-
кой форму, то, придавая ему вращение относительно оси, распо-
ложенной в плоскости, перпендикулярной направлению на Солнце,
можно обеспечить относительно равномерное распределение внеш-
них тепловых потоков по его поверхности и, следовательно, при-
емлемые температуры за счет подбора терморегулирующих по-
крытий.
Системы, в которых основным элементом, поддерживающим
тепловой режим, являются терморегулирующие покрытия, широко
применялись и применяются для простых ИСЗ небольшого раз-
мера.
В тех случаях, когда тепловыделение в КА меняется в широ-
ких пределах или необходимо обеспечить температуру в узком
диапазоне, применяют активное регулирование внешнего теплооб-
мена. На небольших КА используют жалюзи, например на ИСЗ
«Электрон-1» и «Электрон-2» (рис. 6.4). Жалюзи были также ис-
пользованы в СОТР первого пилотируемого космического корабля
«Восток».
Жалюзи работают в тяжелых условиях (большие перепады
температур на их элементах, вакуум), поэтому при наличии в со-
ставе СОТР жидкостного контура для регулирования внешнего
теплообмена, как правило, применяют изолированные радиацион-
ные поверхности, более предпочтительные, с точки зрения надеж-
ности, чем жалюзи.
Система с изолированными радиационными поверхностями
предполагает защиту изоляцией всей поверхности КА, сводящей
к минимуму нерегулируемый теплообмен с окружающим прост-
ранством, при выполнении условия, что сумма максимального дли-
тельного внутреннего тепловыделения и максимальной величины
нерегулируемых теплопритоков должна быть меньше хладопроиз-
водительности радиационной поверхности. Учитывая, что величина
нерегулируемых теплопритоков может быть как положительной,
так и отрицательной (что помимо радиационных характеристик
внешней поверхности определяется и полем внешних тепловых по-
токов по поверхности КА, т. е. его ориентацией и формой), сумма
минимального внутреннего тепловыделения и минимальной вели-
чины нерегулируемого теплопритока должна быть положительной,
ибо при невыполнении этого условия КА при минимальном тепло-
выделении будет охлаждаться. Для КА, имеющих источники
электроэнергии, мощность которых мало зависит от времени экс-
плуатации (например, солнечные батареи), целесообразно при ра-
боте аппаратуры в дежурном режиме излишек мощности исполь-
зовать на подогрев КА.
208
Рис. 6.4. Принципиальная тепловая схема КА «Электронз:
1 — жорпус; г — жалюзи; 3 — воздуховод; < — чувствительный элемент, управляющий жалюзи; 5 — вентилятор
№
О
Системы с изолированными радиационными поверхностями
имеют все современные пилотируемые космические корабли и
станции, а также крупные автоматические КА.
Тепловой режим элементов, находящихся вне (снаружи) КА
(антенны, приборы, вынесенные на штангах, и т. д.), определяет-
ся полем тепловых потоков, ориентацией в нем того или иного
элемента и радиационными характеристиками его поверхности. В
связи с малой теплоемкостью таких элементов температура их
может существенно понижаться при заходе в «тень Земли». Не-
обходимо также учитывать, что КА для своих внешних элемен-
тов с точки зрения тепловых потоков является как бы «планетой»,
и они могут находиться в его «тени» и не получать солнечной
энергии. На высотах, не превышающих 500 км, из-за особенностей
поля теплового излучения Земли температура внешних элементов
вряд ли будет ниже 150 К при любой ориентации КА, так как
практически вся его поверхность получает энергию собственного
излучения Земли.
Для обеспечения узкого диапазона температур внешним при-
борам, не имеющим теплового контакта с корпусом, на их по-
верхность наносят терморегулирующие покрытия, обеспечивающие
заданные температуры при максимальных внешних тепловых по-
токах, а для обеспечения нижней границы температурного диапа-
зона в приборы устанавливают электронагреватели, включающие-
ся по команде чувствительного элемента при достижении мини-
мально допустимых температур.
В межпланетном пространстве интенсивность солнечного теп-
лового потока меняется обратно пропорционально квадрату рас-
стояния от Солнца (см. главу 1). Соответственно температура по-
верхности, получающей только солнечную энергию, меняется об-
ратно пропорционально корню квадратному из отношения рас-
стояний от Солнца. Так, температура такой поверхности около
Венеры будет в 1,18 раза больше, чем у Земли, а у Марса — в
1,23 раза меньше.
Как правило, КА, летящие к Марсу или Венере, в качестве
источников тока используют солнечные батареи, жестко прикре-
пленные к корпусу, и постоянно ориентированные на Солнце. По-
этому распределение внешних тепловых потоков по поверхности
таких КА постоянно, что позволит разместить устройства, регу-
лирующие их тепловой режим, оптимальным образом.
Постоянная ориентация на Солнце — обязательное условие
для КА, приближающегося к нему, — позволяет размещать радиа-
ционные поверхности для сброса тепла таким образом, чтобы на
иих не падали потоки солнечной радиации, а поверхности, осве-
щенные им, защищать изоляцией. Для КА, движущихся к краю
Солнечной системы, уже при достижении орбиты Юпитера сол-
нечный тепловой поток столь слаб, что не играет существенной
роли в обеспечении теплового режима. В таких случаях для ста-
билизации температуры наиболее целесообразно использовать изо-
топные источники тепла.
210
Обеспечение теплового режима КА, находящегося иа поверх-
ности Луны, связано с интенсивным собственным излучением
участков ее поверхности, над которыми Солнце находится в зе-
ните (температура такой поверхности ~390 К), и практическим
отсутствием внешних тепловых потоков лунной ночью (темпера-
тура поверхности ~ 120 К).
II II I I1 I I III I
Рис. 6.6. Температуры, которые примут изолированные
участки поверхности нетеплопроводной полусферы,
расположенной на поверхности Луны в подсолнечной
точке, в зависимости от отношения As/s и угла а между
нормалью к участку поверхности полусферы и направ-
лением иа Солнце
Так как продолжительность лунного дня и лунной ночи состав-
ляет 29 земных суток, нельзя рассчитывать на осреднение темпе-
ратуры в КА за счет его теплоемкости в течение лунных суток.
Распределение температур по поверхности нетеплопроводной полу-
сферы, находящейся на Луне в подсолнечной точке при различ-
ных отношениях As/e, показано на рис. 6.5, из которого видно,
211
что для сброса тепла радиационную поверхность следует распо-
лагать параллельно лунной. Очевидно, что хладопроизводитель-
ность радиатора при температурах, близких к 273 К, необходи-
мых для обеспечения теплового режима пилотируемых КА, чув-
ствительна к радиационным характеристикам поверхности и к
точности ее установки (рис. 6.6).
Рис. 6.6. Хладопроизводительность идеальной радиацион-
ной поверхности, расположенной перпендикулярно солнеч-
ным лучам, в зависимости от отношения As/e прв е=0,9
и температуре t
Таким образом, для КА, совершивших посадку вблизи лунного
экватора, основные сложности обеспечения теплового режима свя-
заны с пребыванием на освещенной стороне Луны (лунным днем).
Обеспечение теплового режима на затененной стороне Луны (лун-
ной ночью), очевидно, не вызывает больших трудностей, если в со-
ставе КА имеется постоянный источник тепла (например, изотоп-
ный), компенсирующий теплопотери.
Для пилотируемых КА, предназначенных для пребывания на
поверхности Луны длительное время и имеющих мощные энер-
гетические установки, целесообразно вводить в состав СОТР хо-
лодильные машины, которые обеспечат более высокие темпера-
туры на радиационной поверхности и, следовательно, меньшую
зависимость от точности ее установки и величины коэффициен-
та As.
Для КА, находящихся на поверхности Луны малое время,
обеспечение теплового режима в течение лунного дня целесооб-
212
разно за счет использования испарительных систем. Подобные си-
стемы имели первая АЛС «Луна-9», совершившая мягкую посад-
ку на поверхность Луны, и пилотируемая лунная кабина КК
«Аполлон».
Обеспечение теплового режима КА, находящегося на поверх-
ности Меркурия, освещенной Солнцем, еще более сложно, чем на
Луне из-за большей плотности солнечного теплового потока
(6450—14 800 Вт/м2) и, следовательно, большей интенсивности по-
тока собственного излучения планеты. Радиационные поверхности,
расположенные параллельно поверхности Меркурия, в подсолнеч-
ной точке при As/e = 0,15 и нулевой хладопроизводительности име-
ли бы температуру 369—461 К, поэтому длительное существова-
ние КА в таких условиях возможно только с использованием хо-
лодильных машин.
6.5.	ОСОБЕННОСТИ СОТР ПИЛОТИРУЕМЫХ КА
Принято считать, что для нормального существования челове-
ка в замкнутом объеме обитаемого отсека КА газовая среда долж-
на иметь температуру 18—26°С при относительной влажности 30—
70%, а поверхности, окружающие человека, — температуру, отли-
чающуюся от температуры газа не более чем на 3—4°С (при боль-
шей разности температур человек ощущает дискомфорт).
В объеме, где находится экипаж, скорость движения газа
должна быть 0,1—0,3 м/с с возможностью ее изменения непосред-
ственно членами экипажа по субъективным ощущениям.
Наличие влаги в атмосфере обитаемого отсека требует, чтобы
температуры всех элементов, за исключением специально пред-
назначенных для сбора влаги, были выше точки росы во избежа-
ние конденсации на них влаги. Поэтому наружные поверхности
обитаемых отсеков тщательно изолируют для сведения к мини-
муму нерегулируемого теплообмена с космическим пространством,
который может привести к нежелательному понижению темпера-
туры.
Выделяющееся в отсеках тепло через газожидкостный тепло-
обменник принудительно передается в теплоноситель жидкостного
контура. Обычно газожидкостные теплообменники обитаемых от-
секов одновременно конденсируют и собирают влагу из атмосфе-
ры отсека, являясь, таким образом, теплообменниками-конденса-
торами.
Сконденсировавшаяся влага собирается фитилями, проложен-
ными вдоль холодной поверхности, и за счет капиллярных сил
поступает во влагосборник, заполненный гигроскопичным мате-
риалом. Из влагосборника конденсат по мере наполнения откачи-
вается в емкости его хранения или в систему регенерации воды с
помощью поршня, выжимающего гигроскопичный материал, как
губку, либо с помощью насоса, создающего разрежение в отсасы-
вающей трубе.
213
Рис. 6.7. Принципиальная схема СОТР КК «Союз»:
АО — агрегатный отсек; БО — бытовой отсек; ПО — приборный отсек; СА — спускаемый аппарат; 1 — ЭВТИ; 2 —двигатели ори-
ентации; 3 — радиационные поверхности; 4 — контур КЖО; 5 — насос контура КЖО; 6 — жидкостно-жидкостный теплообменник;
7, И —датчики температуры; 8 — теплозащитная обмазка СА; 9 — теплообменник-конденсатор; 10 — комфортный вентилятор: 11 —
асос контура КНР; 12 — контур КНР; 13 — регулятор расхода жидкости: 15 — газожидкостный теплообменник; 16 — змеевик аг-
регатного отсека; 17. — подвижная крышка сопла двигателя
Исходя из требований максимальной безопасности экипажа и
учитывая, что теплообменные устройства — тонкостенные конст-
рукции, в качестве теплоносителей жидкостных контуров обитае-
мых отсеков обычно используют негорючие водные растворы эти-
ленгликоля, пары которых малотоксичны, а температура замерза-
ния (253—233 К) зависит от относительного содержания в них
этиленгликоля.
Так как температура изолированной радиационной поверхно-
сти может быть значительно ниже 233 К, для вывода на нее теп-
ла, как правило, используют наружный контур с теплоносителем,
имеющим температуру замерзания ниже 173 К. Оба контура об-
мениваются теплом через специальный жидкостно-жидкостный те-
плообменник.
Для примера рассмотрим схему СОТР космического корабля
«Союз» (рис. 6.7). Тепло из спускаемого аппарата (СА) и бытового
отсека (БО), выделяемое приборами и экипажем, через теплооб-
менники-конденсаторы поступает в жидкостный контур жилых от-
секов (КЖО), трубопровод которого обогревает элементы двига-
телей ориентации. Контур жилых отсеков через жидкостно-жид-
костный теплообменник связан с контуром наружных радиаторов
(КНР), которому отдает тепло, полученное от СА и БО. КНР за-
бирает также тепло из приборного отсека, обогревает корпус не-
герметичного агрегатного отсека и регулирует сброс тепла в ок-
ружающее пространство через изолированные радиационные по-
верхности.
Количество тепла, передаваемого радиационной поверхности,
регулируется регулятором расхода, перепускающим жидкость иа
радиационную поверхность и поддерживающим температуру
жидкости на входе в жидкостно-жидкостный теплообменник свя-
зи с КЖО в пределах 278—280 К, что обеспечивает в зависимо-
сти от уровня тепловыделения в СА и БО температуру теплоноси-
теля перед теплообменниками-конденсаторами в пределах 280—
284 К.
Температура газа в жилых объемах в свою очередь регулирует-
ся расходом газа через теплообменную решетку в теплообменни-
ке-конденсаторе, вентиляторы которого одновременно обеспечи-
вают циркуляцию газа по объемам отсеков. Кроме того, в жилой
зоне установлены комфортные вентиляторы, включаемые экипа-
жем. Все поверхности отсеков для уменьшения нерегулируемого
теплообмена с окружающим пространством закрыты ЭВТИ.
Поверхность СА имеет теплозащиту, предохраняющую его от
аэродинамического нагрева при торможении в атмосфере Земли
во время спуска, при этом тепловой режим его внутренних элемен-
тов обеспечивается за счет их теплоемкости.
Глава 7
СИСТЕМЫ ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ ЭКИПАЖА
7.1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Комплекс систем жизнеобеспечения (СЖО) экипажа включает:
системы и средства, обеспечивающие газовый состав и давле-
ние атмосферы обитаемого отсека (подачу кислорода по мере его
расходования, удаление углекислоты, водяных паров, а также
вредных газообразных примесей, появляющихся в атмосфере как
в результате деятельности человека, так и из других источников,
вакуумирование или наддув отсеков), в состав которых входят
устройства, вырабатывающие кислород, собирающие, складирую-
щие или перерабатывающие углекислый газ, собирающие влагу и
доставляющие ее во влагосборники или систему регенерации воды,
а также аппаратура, контролирующая состав атмосферы отсека;
средства, обеспечивающие комфортные температурные усло-
вия в среде обитаемого отсека и теплообмен с ней (обычно эта
задача решается с помощью СОТР; с этой точки зрения СОТР —
одна из систем, входящих в комплекс СЖО);
запасы воды и пищи, средства, обеспечивающие их приготов-
ление и прием, а также системы, регенерирующие воду;
средства санитарно-гигиенического обеспечения, в которые вхо-
дят ассенизационно-санитарное устройство (АСУ) для приема
твердых и жидких выделений человека и доставки их в изолиро-
ванные емкости или в системы, перерабатывающие отходы, умы-
вальники, души, пылесосы, сборники пищевых отбросов и исполь-
зованных предметов личной гигиены;
индивидуальное снаряжение, включающее скафандры для
кратковременного пребывания человека в вакууме, в том числе в
открытом космическом пространстве, защитные маски, противо-
газы, используемые при нарушении газового состава атмосферы
(например, вследствие пожара), а также средства, обеспечиваю-
щие существование экипажа при посадке СА на воду или в не-
расчетные районы поверхности Земли.
Конкретный выбор комплексов СЖО определяется задачами,
решаемыми КА, и обеспечением максимальной безопасности эки-
пажа при минимальной массе СЖО.
В данной главе в основном рассмотрены принципы построения
систем, обеспечивающих массообмен человека с окружающей сре-
дой в космическом корабле.
216
7.2.	УСЛОВИЯ НОРМАЛЬНОГО СУЩЕСТВОВАНИЯ
Условия нормального существования экипажа — это состав,
давление и температура среды, окружающей человека, а также
обеспечение его водой и пищей.
Очевидно, что наиболее благоприятной средой пребывания
экипажа при длительном полете его в космическом пространстве
является естественная земная атмосфера, имеющая давление
760 мм рт. ст. и состоящая из ~78°/о азота, ~21% кислорода,
~1% аргона, ~ 0,01 % прочих газов. Кроме того, в составе ат-
мосферы Земли всегда присутствуют углекислый газ (0,02—0,4%)
и водяные пары (0—4%).
Специально тренированный человек может существовать в га-
зовой среде, существенно отличающейся от земной как по давле-
нию, так и по составу, при этом для его нормальной жизнедея-
тельности парциальное давление кислорода должно быть не ме-
нее 120 мм рт. ст., а общее давление — не менее 190 мм рт. ст.
Такой человек без вредных последствий способен находиться в те-
чение двух недель и в чисто кислородной атмосфере при давлении
190—260 мм рт. ст., хотя пребывание в чисто кислородной атмос-
фере при давлении 450 мм рт. ст. более одних суток может вы-
звать патологические изменения в легких.
Поддержание атмосферы, соответствующей земной, трудное, а
иногда и невыгодное дело. Так, при выходе человека в космичес-
кое пространство целесообразно иметь в скафандре возможно
меньшее давление, так как уменьшение перепада давления на ра-
бочей оболочке скафандра ведет к уменьшению необходимых фи-
зических усилий для движения в нем, но быстрый переход от
давления 760 мм рт. ст. к давлению 190—260 мм рт. ст., необхо-
димому для работы в скафандре, может вызвать декомпрессион-
ные расстройства (боли в суставах, головокружение, кожный
зуд, потерю сознания), обусловленные увеличением объемов сво-
бодных газов, содержащихся в полостях тела, а также переходом
азота, растворенного в тканях тела человека, в газообразное со-
стояние.
Без декомпрессионных расстройств возможен переход к давле-
нию 190 мм рт. ст. из атмосферы, состоящей из 50% азота и 50%
кислорода, при давлении 360 мм рт. ст., однако при понижении
давления ухудшаются процессы теплообмена в герметичных отсе-
ках КК.
Чисто кислородная атмосфера использовалась в американских
космических кораблях «Меркурий», «Джемини» и «Аполлон»; ее
недостатком является крайняя пожароопасность.
В советских КК «Восток», «Восход», «Союз» и на станциях
«Салют» используется азотно-кислородная атмосфера при давле-
нии 600—940 мм рт. ст. и содержании кислорода до 40% исходя из
соображений пожаробезопасности.
При длительных полетах давление углекислого-газа СОг в ат-
мосфере КК должно быть не более 5 мм рт, ст., при полетах про-
217
должительностью в несколько недель — не более 9 мм рт. ст., а
пребывание при давлении 15—20 мм рт. ст. вызывает одышку,
чувство тяжести, головные боли, повышение артериального дав-
ления, резкое падение работоспособности.
Присутствие других газов в атмосфере нежелательно, при этом
их концентрации не должны быть вредными для человека и быть
пожаро- и взрывоопасными.
Количество кислорода, потребляемое человеком из окружаю-
щей среды, пропорционально его энерготратам. Считают, что
среднесуточные энерготраты каждого члена экипажа составляют
2800 ккал и требуют около 800 г кислорода.
Количество выдыхаемого углекислого газа зависит не только
от расхода кислорода, но и от состава пищевого рациона. Обыч-
но считают, что каждый член экипажа выделяет около 900 г угле-
кислого газа в сутки.
Часть кислорода, которая не выводится из организма вместе с
углекислым газом, идет на окисление водорода в продуктах пи-
тания и выводится в виде воды. Масса сухих веществ в рационе
питания, обеспечивающая энерготраты в 2800 ккал, составляет
около 600 г.
Количество воды, потребляемое человеком, зависит от ее по-
терь организмом в виде выдыхаемого пара, пота, мочи и т. п.
Потери воды с выдыхаемым паром связаны с влажностью ат-
мосферы и в среднем составляют около 1300 г в сутки, а в виде
пота зависят от температуры атмосферы и энерготрат организ-
ма и могут составлять сотни граммов в час (при комфортных ус-
ловиях они практически отсутствуют). Потери воды с мочой со-
ставляют в среднем около 1400 г в сутки, но могут колебаться в
широких пределах в зависимости от количества выпитой воды и
выделения ее с потом; с фекалиями выделяется около 100 г
в сутки.
В организм вода поступает не только в виде жидкости и с пи-
щей, но и в результате химических реакций, происходящих в нем.
Количество этой, так называемой метаболической, воды не превы-
шает 300 г в сутки.
Таблица 7.1
Среднесуточный баланс массообмеиа между человеком и окружающей средой
Продукт	Потребление, г	Выделение, г
Кислород Вода Пища Углекислый газ Выдыхаемая влага и пот Моча Фекалии	800 2500 600	900 1300 1400 300
Итого ...	3900	3900
218
С учетом 300 г фекалий, выделяемых человеком, среднесуточ-
ный баланс массообмена между человеком и окружающей средой
приведен в табл. 7.1.
В приведенном балансе указаны средние стабильные значе-
ния потребления кислорода и пищи, но минимально необходимое
количество воды, которое может существенно увеличиваться при
дискомфортных условиях в результате покрытия затрат, вызван-
ных повышенным потовыделением.
7.3.	СРЕДСТВА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ГАЗОВОГО СОСТАВА
Кислород в обитаемый объем может поступать как из имею-
щихся запасов, так и в результате его регенерации из продуктов
жизнедеятельности.
Запасы кислорода могут быть в виде газа, хранящегося в бал-
лонах при высоком давлении (самый простой способ хранения),
в виде жидкости при криогенных температурах и относительно
небольшом давлении, в связанном виде и т. п.
До давлений ~20 МПа изменение объема газа обратно про-
порционально повышению давления и масса баллона остается
практически неизменной.
Отношение массы запасов т3 того или иного вещества к массе
конструкции тк, которая обеспечивает их хранение, называют
коэффициентом массы конструкции
«к = >.	(7.1)
Для современных стальных баллонов ак=1,5—2,5, т. е. на 1 кг
массы хранимого газообразного кислорода приходится 1,5—
2,5 кг массы баллонов.
Меньшая масса (ак = 0,5) может быть получена при хранении
кислорода в жидком состоянии при криогенных температурах и
давлениях, близких к атмосферному. Так как получение в около-
земном пространстве в результате внешнего теплообмена крио-
генных температур связано с определенными трудностями (см.
раздел 6.3), баки с жидким кислородом тщательно теплоизоли-
руют.
При отсутствии расхода тепло, прошедшее через изоляцию,
увеличивает внутреннюю энергию хранимого кислорода, что при-
водит к повышению его температуры и давления. Если кислород
из бака будет постоянно расходоваться, тепло пойдет на испаре-
ние уходящего в газообразном виде кислорода. Отбор газообраз-
ного кислорода из парожидкостной смеси в условиях невесомости
требует довольно сложных устройств в баках хранения. На аме-
риканских КК «Джемини» и «Аполлон» кислород хранился в од-
нофазном надкритическом состоянии при температуре в начале
полета 155 К и давлении 5 МПа. В процессе полета за счет те-
плопритоков температура увеличивалась, а давление при постоян-
ном расходе кислорода оставалось примерно постоянным. Кисло-
219
род использовался как для дыхания, так и для питания электро-
химического генератора (ЭХГ). Такая система имеет ак = 1.
Кислород входит в состав многих химических соединений, но
в качестве его источников пригодны только достаточно стабиль-
ные, легко его выделяющие (без посторонних примесей) соедине-
ния. Некоторые из них, содержащие кислород в достаточно боль-
ших количествах, используемые или предполагаемые для исполь-
зования на борту КК, приведены в табл. 7.2.
Таблица 7.2
Некоторые соединения, содержащие кислород
Соединение	Химическая формула	Количес- тво высво- бождаю- щегося Of на 1 кг продукта, кг	Минималь- ная погло- щаемость СО1 иа 1 кг про- дукта, кг	Теплота реакции при выделе- нии 1 кг Оц ккал	Конечный продукт
Надперекись натрия	NaOa	0,436	0,40	+ 1090	N а2СО3 N аНСО3
Надперекись калия	КОа	0,338	0,31	+955	К2СО3 КНСОз
Перекись лития	LIqOj	0,348	0,96	+935	Ы2СО3
Перекись водорода	Н2Оа	0,471	0,96	+ 1460	нао
Вода	нао	0,889	—	—4275*	Нз
Перхлорат лития	LiG104	0,601	—	—133*	Lid
Хлорат натрия	NaC103	0,451	—	—880*	NaCl
* Эндотермическая реакция.					
Достоинством перекисных и надперекисных соединений щелоч-
ных металлов является то, что, будучи достаточно стойкими, они
легко отдают кислород, а продукты реакции поглощают углекис-
лый газ. Из этих соединений кислород выделяется в результате
реакции вещества с парами воды, находящимися в атмосфере от-
сека:
2КО2 + Н2О 2КОН + 8/2О2;
2NaO2 + Н2О -> 2NaOH + 8/2О2;
2Li О + Н2О 2Li ОН + i/2O2.
Получившиеся гидроокиси металлов реагируют с углекислым
газом. Натрий и калий образуют в зависимости от условий реак-
ции карбонаты и бикарбонаты:
2КОН + СО2 К2СО3 + Н2О;
2КОН + 2СО2 2КНСО3;
2Na ОН + СО2 -> 2Na2CO3 + Н2О;
2Na ОН + 2СО2 2Na НСО3;
2L1 ОН + СО2 Li2CO3 + Н2О.
220
Надперекиси и перекиси щелочных металлов использовались
на КК «Восток», «Союз» и станциях «Салют».
Из хлората натрия кислород получают разложением его на
хлористый натрий и кислород при температуре 973—1073 К:
2NaCl О3 —2NaCl + ЗО2,
причем тепло для поддержания этой эндотермической реакции по-
ступает за счет окисления небольшого количества порошка метал-
ла, смешанного с хлоратом, что приводит к некоторому уменьше-
нию выхода кислорода.
Высококонцентрированная перекись водорода (99%) достаточ-
но стабильное вещество при температуре 298—303 К, но при про-
пускании ее через катализатор разлагается на кислород и воду
2НА -> 2Н2О + О2,
причем полученная в результате разложения вода пригодна для
питья.
Перекись водорода используется полностью, а коэффициент
массы конструкции для ее запасов ак = 0,2.
Кислород из воды можно получить и в результате ее электро-
лиза
2Н2О —* 2Н2 -1- О2.
Так как для разложения 1 кг воды теоретически требуется
4,38 кВт-ч электроэнергии, а коэффициент массы конструкции
ак^0,2, этот метод перспективен для КА, имеющих мощные
энергетические установки.
Кислород может быть получен и в результате регенерации его
из углекислого газа с помощью реакции с водородом. Например,
в зависимости от катализатора и условий, в которых происходит
реакция, образуются или углерод и вода (реакция Боша при тем-
пературе 873—973 К) или метан и вода (реакция Сабатье при
температуре 523—573 К). Метан после реакции Сабатье, подвер-
гаясь пиролизу, разлагается на углерод и водород (реакция, на-
чинаясь при 953 К, заканчивается при 1373 К).
Кислород выделяется в результате электролиза воды, а во-
дород, полученный при разложении метана и воды, вновь взаи-
модействует с углекислым газом.
Теоретическое количество энергии, необходимое для получения
1 кг кислорода из углекислого газа, составляет 3,43 кВт ч, хотя
действительные затраты энергии, вероятно, будут составлять 10—
15 кВт-ч, что связано с тепловыми потерями при проведении ре-
акции при больших температурах и неоднократным разогревом и
охлаждением веществ, участвующих в ней.
Необходимо подчеркнуть, что любые способы получения кисло-
рода из углекислого газа достаточно сложны, ибо процессы про-
ходят при высоких температурах и связаны с необходимостью от-
деления твердой фазы, что в условиях невесомости требует спе-
циальных сложных устройств.
221
Для очистки атмосферы обитаемых отсеков от углекислого га-
за применяют или связывание углекислого газа химическйми ве-
ществами, или поглощение углекислого газа регенерируемыми по-
глотителями.
Поглощение углекислого газа надперекисными и перекисными
соединениями щелочных металлов рассмотрено выше. Помимо
них практически использовалась гидроокись лития, 1 кг которой
способен поглотить 920 г углекислого газа:
2Li ОН + СО2 -> Li2 СО3 + Н2О.
Гидроокись лития применялась в качестве поглотителя угле-
кислого газа на американских КК «Меркурий», «Джемини» и
«Аполлон».
При длительных полетах, когда источником кислорода служат
вещества, неспособные поглощать углекислый газ после освобож-
дения кислорода, целесообразно использовать системы поглоще-
ния углекислого газа на основе регенерируемых поглотителей (на-
пример, синтетических цеолитов). Поглощая углекислый газ при
нормальных температуре и давлении, синтетические цеолиты спо-
собны восстанавливаться — отдавать углекислый газ в вакууме
при нормальной температуре или при нагреве до 443—473 К при
нормальном давлении.
Способность цеолитов отдавать углекислый газ при нагреве
позволяет использовать их в качестве концентраторов углекислого
газа с последующим его разложением в специальных аппаратах.
Помимо углекислого газа в атмосфере обитаемого объема все-
гда присутствуют вредные микропримеси, выделяемые как чело-
веком, так и аппаратурой и материалами, особенно органически-
ми. Основная масса микропримесей поглощается в фильтрах вред-
ных примесей, основой которых, как правило, служит активиро-
ванный уголь. Растворимые микропримеси частично поглощаются
вместе с конденсатом атмосферной влаги в теплообменниках-кон-
денсаторах. Основным средством борьбы с вредными примесями в
атмосфере обитаемых отсеков является подбор материалов, не
выделяющих вредные примеси.
7.4.	ВОДООБЕСПЕЧЕНИЕ
Вода составляет не менее 65% массы веществ, поглощаемых
организмом человека в процессе массообмена с окружающей сре-
дой. Она поступает в организм вместе с пищей, в виде напитков
и просто в чистом виде. Определенное ее количество используется
и для санитарно-гигиенических нужд.
Источниками воды на борту КК являются запасы воды, взя-
тые в начале полета или доставляемые с помощью транспортных
кораблей в виде чистой воды, соков, пищи, а также вода, получае-
мая как в результате регенерации влаговыделений человека и
отработанной воды в средствах санитарно-гигиенического обес-
222
печения, так и в качестве побочного продукта химических реак-
ций в кислородно-водородных топливных элементах.
Вода в виде запасов хранится в емкостях с разделительными
мембранами, с одной стороны которых находится воздух, позво-
ляющий в условиях невесомости выдавливать воду. Коэффициент
массы конструкции емкостей ак^0,2.
Из влаговыделений человека наиболее просто регенерируется
атмосферный конденсат, собранный в теплообменниках-конденса-
торах системы терморегулирования и содержащий незначительное
количество летучих веществ, находящихся в атмосфере отсека и
растворяющихся в воде. Для очистки конденсат пропускают че-
рез колонки с ионообменными смолами и через колонки, придаю-
щие воде вкусовые качества.
В связи с возможным микробиологическим загрязнением воду
перед употреблением стерилизуют ультрафиолетовым облучением
или нагревом до температуры 353—363 К.
Более сложной проблемой является регенерация воды из мочи,
содержащей ~4,7% (по массе) твердых веществ, в состав кото-
рых входят ~30% неорганических солей, ~50% мочевины и
~20% органических соединений.
Наиболее целесообразным способом регенерации воды из
мочи является способ вакуумной дистилляции, при котором в
процессе испарения влаги из мочи при температуре не выше 309—
310 К не происходит разложение мочевины, а полученный после
конденсации дистиллят практически не содержит аммиака и дру-
гих примесей. После дополнительной очистки фильтрами и сте-
рилизации получают пригодную для питья воду.
Регенерация воды, использованной для гигиенических нужд,
содержащей не более 1% твердых веществ, аналогична регенера-
ции мочи.
7.5.	ПИЩА
Экипаж КК питается пищей, запасенной на борту КК или
доставляемой в процессе полета транспортными кораблями.
Пища должна иметь не только определенную калорийность,
обеспечивающую покрытие энерготрат организма, но и содержать
в необходимом соотношении все вещества, требующиеся для нор-
мальной жизнедеятельности (белки, жиры, углеводы, минераль-
ные вещества, витамины).
На космическом корабле пища хранится в виде туб с пюре-
образными продуктами, соками и т. д., консервов, свежих продук-
тов в специальной упаковке из дублированной целлофанполиэти-
леновой пленки, натуральных продуктов в замороженном виде,
обезвоженных сублимацией продуктов (мяса, овощей, фруктов,
соков, высушенных в замороженном виде в вакууме).
Продукты в тубах и консервах при нормальной температуре
могут храниться на борту КК до полугода и более, а для их
подогрева используют специальные подогреватели, Свежие про-
223
дукты в упаковке из пленки хранятся при нормальной темпера-
туре 7—10 сут. Замороженная пища хранится при температуре
—20°С, хорошо защищена от бактериологического или химиче-
ского воздействия, после приготовления практически не отлича-
ется от своего первоначального вида, но требует наличия на бор-
ту КК специального морозильника с температурой —20°С и
устройств ее приготовления.
Обезвоженные сублимацией продукты хранятся при нормаль-
ной температуре до года, при пониженной температуре — значи-
тельно больше. Перед приемом сублимированных продуктов па-
кет с пищей заполняется водой, после чего она приобретает вкус,
цвет и запах натурального продукта.
Масса нормального суточного рациона питания из обычных
продуктов составляет 2000—2500 г, обезвоженных продуктов —
600 г. Однако обезвоженная пища дает выигрыш в массе запасов
только при наличии на борту КК установки, регенерирующей во-
ду, или установки с химическими процессами, в которых получае-
мая вода является побочным продуктом (например, ЭХГ). В про-
тивном случае отсутствие в пище воды должно быть компенси-
ровано увеличением ее запасов.
7.6.	СРЕДСТВА САНИТАРНО-ГИГИЕНИЧЕСКОГО
ОБЕСПЕЧЕНИЯ
Наиболее сложными средствами санитарно-гигиенического
обеспечения являются ассенизационно-санитарное устройство и
Рис. 7.1. Принципиальная схема
АСУ:
/ — центробежный разделитель фаз;
2 — сборник каловых масс; 3 — при-
емник мочи; 4 — ручка; 5 — вентиля-
тор; 6 — фильтр очистки воздуха
душевая установка.
Ассенизационно-санитарное уст-
ройство (рис. 7.1) служит для прие-
ма твердых и жидких выделений
человека — мочи и фекалиев. Во
время пользования АСУ включает-
ся вентилятор, воздушный поток
которого переносит жидкие выделе-
ния либо в сборник мочи с пори-
стыми гранулами, поглощающими
мочу, либо в центробежный газо-
жидкостный разделитель, из которо-
го моча поступает в систему реге-
нерации воды. Воздух, проходя
через фильтр, очищается от пахучих
веществ и снова поступает в жилой
отсек.
Сборник фекалиев имеет смен-
ные вкладыши, после употребления
убираемые в отдельную емкость.
Душевая установка (рис. 7.2) представляет собой изолиро-
ванный объем, в который через разбрызгивающие насадки посту-
224
пают вода и теплый воздух, образующаяся газожидкостная смесь
отсасывается с помощью вентилятора и поступает в разделитель.
Рис. 7.2. Принципиальная схема душевой уста-
новки:
1 — прозрачное ограждение; 2 — вентиляционное отвео-
стие; 3 — нагреватель; 4 — запорный вентиль; 5 — вен-
тилятор; 6 — центробежный отделитель воды
Из разделителя газ через вентилятор поступает в кабину, а
вода — в систему регенерации. На одну помывку требуется
5—10 л воды.
7.7.	БИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
Биотехнические системы с участием биологических организмов
привлекают к себе внимание возможностью создания на космиче-
ском корабле замкнутого круговорота веществ с восстановлением
не только кислорода и воды, но и пищи.
Создание таких систем — сложная техническая задача, свя-
занная не только с обеспечением функционирования биологиче-
ских организмов в условиях невесомости, но и со снабжением их
световой энергией для реакции фотосинтеза, с отводом больших
количеств тепла и приготовлением питательной среды для биоло-
гических организмов из отходов как жизнедеятельности человека,
так и самих организмов.
Сравнение массовых характеристик комплексов СЖО с ис-
пользованием запасов пищи и физико-химической регенерацией
воды и кислорода с биотехническими системами с замкнутым кру-
8 Космические аппараты	225
говоротом веществ, в состав которых входят высшие растения,
обеспечивающие человека пищей, показало, что последние конку-
рентоспособны при внеземном времени существования КК не ме-
нее 20 лет.
Более простыми, легкими и потому более привлекательными
являются биотехнические системы с использованием одноклеточ-
ных водорослей (хлореллы, сине-зеленых), биомасса которых со-
держит около 50% белков, 30% жиров и 20% углеводов и все
незаменимые аминокислоты. Однако биомасса водорослей в не-
обработанном виде практически не усваивается организмом чело-
века. В настоящее время не существует методов переработки
биомассы, позволяющих приготовить из нее пищу, которая могла
бы стать основой рациона питания.
7.8.	ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ РАЗЛИЧНЫХ КОМПЛЕКСОВ СЖО
Конкретный комплекс СЖО выбирают с учетом продолжи-
тельности полета КК и его задач, источников энергии на борту,
возможных аварийных ситуаций, требований к работе в откры-
том космосе, ожидаемых энерготрат экипажа, количества его чле-
нов, массовых лимитов, располагаемых КК, и ожидаемой степени
отработанности систем к моменту полета.
В полетах небольшой продолжительности комплекс СЖО це-
лесообразно строить на основе запасов.
Для американских КК «Джемини» и «Аполлон», имевших в ка-
честве источников электроэнергии ЭХГ на основе водорода и кисло-
рода, комплексы СЖО были созданы на основе единых запасов
кислорода в криогенном состоянии для экипажа и для энергетиче-
ской установки и использования для питья воды, полученной в ре-
зультате реакции. В качестве поглотителей углекислого газа исполь-
зовалась гидроокись лития. Для советских КК «Восток» и «Союз»,
имевших в качестве источников тока солнечные батареи или ак-
кумуляторы, комплексы СЖО были созданы на основе исполь-
зования в качестве источника кислорода и поглотителя углекис-
лого газа надперекиси калия и запасов воды и пищи.
Системы регенерации воды и кислорода целесообразно исполь-
зовать при значительном увеличении продолжительности полета,
когда массы регенерирующих установок будут меньше масс не-
обходимых для полета запасов.
Системы с регенерацией конденсата выгодны при продолжи-
тельности полетов более двух недель. Подобные системы впервые
появились на советской станции «Салют-3» в 1974 г.
Создание электролизеров и систем регенерации воды из мочи
позволит перейти к комплексам СЖО, имеющим в качестве за-
пасов только воду и обезвоженную пищу, при этом масса запасов
вместе с массой конструкции будет составлять не более 2 кг на
одного человека в сутки. Создание систем регенерации кислорода
из углекислого газа позволит сократить величину массы до 1 кг
226
на одного человека в сутки, но такие комплексы будут целесо-
образными только при продолжительности полета не менее 2—
3 лет.
7.9.	СКАФАНДРЫ
Скафандр — индивидуальное снаряжение космонавта, состоит
из герметичной оболочки, систем и устройств, обеспечивающих
необходимые условия для его существования и работоспособ-
ности при нахождении в вакууме.
По своему назначению скафандры делят на аварийно-спаса-
тельные, для выхода в открытый космос и для выхода на поверх-
ность Луны.
Аварийно-спасательный скафандр предназначен
для спасения членов экипажа в случае разгерметизации обитае-
мых отсеков КК и должен быть постоянно готовым к немедлен-
ному использованию. Экипаж, находясь в скафандрах в разгерме-
тизированном отсеке, должен иметь возможность управлять КК.
Длительность пребывания в загерметизированном скафандре опре-
деляется временем спуска КК на Землю, перехода в другой отсек
или другой КК.
Обычно такой скафандр надевают не только после возникно-
вения аварийной ситуации, но и перед операциями, выполнение
которых связано с большей вероятностью их возникновения (на-
пример, во время прохождения активного участка, при динами-
ческих операциях, стыковке и т. п.).
Скафандр для выхода в открытый космос слу-
жит для защиты при выходе из КК в окружающее космическое
пространство с целью ремонта устройств и систем, находящихся
снаружи КК, проведения сборочных работ, монтажа или демон-
тажа различного оборудования, научных наблюдений. Скафандр
должен быть подвижным, позволять выполнять запланированную
работу и обеспечивать необходимые тепловые условия как при
нахождении его на освещенной, так и на теневой стороне КК.
Скафандр для выхода на поверхность Луны
предназначен для передвижения по различным грунтам поверх-
ности Луны и должен позволять подниматься после падения, вы-
полнять запланированные работы с оборудованием и обеспечивать
требуемые условия обитания при внешних тепловых условиях на
поверхности Луны.
Основным элементом любого скафандра является герметичная
оболочка, в зависимости от типа которой скафандры делят на
мягкие, жесткие и полужесткие.
Мягкий скафандр имеет герметичную оболочку в виде
комбинезона, изготовленного из резины или прорезиненной ткани,
поверх которой расположена силовая система из тросов, прочных
шнуров или лент, удерживающих герметичную оболочку в опре-
деленном объеме для подачи в нее избыточного давления. Шлем,
ботинки, перчатки могут быть выполнены как заодно с комбине-
8*	227
зоном, так и съемными с герметичными соединениями. Подвиж-
ность такого скафандра существенно зависит от избыточного дав-
ления в нем. Мягкий скафандр хорошо сочетается с оборудова-
нием КК и, в частности, с креслом космонавта в СА, а в ненадду-
том состоянии может длительное время служить и одеждой.
Жесткий скафандр состоит из стеклопластиковых или
металлических элементов, соединенных между собой шарнирами
на герметичных подшипниках. Преимуществом жесткого скафан-
дра является возможность создания в нем большего избыточного
давления и большая пожаробезопасность, так как его корпус из-
готавливается из негорючих материалов, а недостатками —
большая масса и плохая сочетаемость с оборудованием КК.
Рис. 7.3. Схема питания регенерационного ска-
фандра:
1 — баллон с запасами кислорода; 2 — редуктор; 3 —
фильтр; 4 — поглотитель влаги; 5 — поглотитель угле*
кислого газа; 6 — вентилятор; 7 — теплообменник; 8 —
трубки вентилирующей системы
Полужесткий скафандр имеет жесткий корпус и мяг-
кие «руки» и «ноги», соединенные с корпусом шарнирами на гер-
метичных подшипниках.
Под герметичной оболочкой любого скафандра расположена
система вентиляции, которая по трубкам подводит воздух (газ)
к различным частям тела. Двигаясь вдоль поверхности тела
к выходу, воздух поглощает пот, тепло и газообразные выделения
организма. Система вентиляции может обеспечить относительно
длительное пребывание человека в скафандре при энерготратах,
не превышающих 120—150 Вт, что характерно для аварийно-спа-
сательных скафандров.
В скафандрах, предназначенных для проведения работ с боль-
шими энерготратами (выход на поверхность Луны), предусмотрен
костюм с водяным охлаждением — легкий комбинезон, пронизан-
ный трубками диаметром 1,5—3 мм, по которым циркулирует
вода.
228
По типу газоснабжения скафандры могут быть вентиляцион-
ными и регенерационными. В вентиляционных скафандрах газ
поступает из источников газоснабжения и, пройдя скафандр, вы-
брасывается в окружающее пространство, а в регенерационных—
поступает в систему, где очищается от углекислого газа, водяных
паров, охлаждается и вновь направляется в скафандр. Затраты
массы на систему регенерации окупаются уже при продолжитель-
ности нахождения в скафандре более 4 ч.
Источники кислорода и система регенерации могут находиться
как на борту КК, так и в ранце скафандра (рис. 7.3), причем
в качестве источников автономного газоснабжения обычно ис-
пользуют баллоны с кислородом.
Скафандр, предназначенный для длительного (более 3 ч) пре-
бывания, снабжается мочеприемником.
В зависимости от назначения скафандра поверх его герметич-
ной оболочки надевают различного рода защитные оболочки:
на аварийно-спасательный скафандр — одежду для защиты
оболочки от механических повреждений при нахождении в ка-
бине или после приземления;
на скафандры для выхода в открытый космос — одежду, пре-
дохраняющую от механических повреждений и обладающую не-
обходимыми радиационными характеристиками, обеспечивающи-
ми на поверхности скафандра на обращенной к Солнцу стороне
определенную температуру, под одеждой помещают экранно-ва-
куумную теплоизоляцию и защиту от микрометеоритов (пористая
резина, фетр);
на скафандр для выхода на поверхность Луны — одежду, ана-
логичную скафандру для выхода в космос, а его ботинки должны
иметь изоляцию, предохраняющую ноги космонавта от перегрева
или переохлаждения при нахождении на поверхности Луны.
Остекление шлема любого скафандра имеет светофильтры, за-
щищающие глаза от слепящего воздействия Солнца.
Глава 8
УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ
8.1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Управление движением КА включает управление движением
центра масс и управление движением вокруг центра масс (управ-
ление ориентацией). Задачей первого является целенаправленное
изменение траектории движения КА (его орбиты), а второго —
удержание осей, жестко связанных с корпусом КА, в требуемом
положении относительно некоторых внешних ориентиров или со-
общение корпусу КА целенаправленного вращения. Эти движения
практически не зависят друг от друга, и, следовательно, их
можно изучать раздельно.
Управление движением КА во время работы реактивного дви-
гателя (РД) по сути ничем не отличается от управления PH и
поэтому рассматриваться не будет. Учитывая, что длительность,
включений корректирующих РД невелика (сравнительно со вре-
менем, характерным для траекторий КА, например периодом об-
ращения вокруг Земли), допустимо пренебречь ею и считать кор-
рекцию траектории КА (или иной аналогичный маневр) как
мгновенное изменение вектора скорости движения КА на некото-
рую сравнительно малую с исходной величину.
Таким образом, теоретическую схему управления движением
КА можно свести к двум указанным выше независимым движе-
ниям: управлению ориентацией и управлению движением центра
масс путем дискретных, мгновенных изменений его вектора ско-
рости на малые величины.
В зависимости от решаемых задач конкретные виды управле-
ний можно классифицировать следующим образом:
а)	управление ориентацией в зависимости от типа
управления по положению осей ориентации (во всех случаях
начало осей находится в центре масс КА) можно разде-
лить:
на ориентацию в инерциальных осях, сохраняющих свои на-
правления относительно неподвижных звезд, которая характерна
при астрономических наблюдениях далеких небесных объектов,
перед коррекциями в межпланетном полете (на участках тра-
ектории, далеких от планет) и в других аналогичных за-
дачах;
230
на ориентацию в орбитальных осях, когда одна ось направ-
лена через центр планеты, другая в плоскости орбиты, а третья
перпендикулярно ей, что характерно при движении по орбите
искусственного спутника планеты и при маневрах КА, осущест-
вляемых относительно планеты (подъем апоцентра или перицен-
тра, посадочный маневр и т. п.); направление одной из осей по-
стоянно через центр планеты упрощает изучение последней (фо-
тографирование ее поверхности и т. п.);
на ориентацию в осях специальных видов, которые могут
оказаться целесообразными при решении конкретной задачи
управления, например, ориентация на Солнце для подзарядки
солнечных батарей;
б)	управление движением центра масс, в которое
входят:
коррекция межпланетных траекторий;
маневрирование в околопланетном пространстве в целях из-
менения орбиты;
дальние маневры сближения с другим КА;
маневр посадки на планету с атмосферой, связанной со срав-
нительно незначительным изменением скорости, которое, однако,
приводит к такому изменению орбиты, что часть ее оказывается
лежащей внутри слоя плотной атмосферы;
в)	управление сближением двух КА в зоне непосред-
ственной видимости одного КА с другого с использованием соот-
ветствующей аппаратуры.
Управление движением КА, связанное со значительным изме-
нением скорости полета (разгон от первой до второй космических
скоростей, перевод со стартовой орбиты на орбиту стационарного
спутника Земли, посадка на без атмосферную планету и т. п.),
нередко совершается с помощью так называемых разгонных
или посадочных блоков, являющихся специализированными сту-
пенями PH. Такое управление близко к режиму выведения PH
и в данной главе рассматриваться не будет.
Система управления движением, в частности управления ори-
ентацией, состоит, как правило, из следующих функционально от-
личающихся групп приборов:
датчиков, позволяющих судить о положении КА в простран-
стве и о характере его движения;
логических устройств, анализирующих информацию, поступаю-
щую с датчиков и других систем КА, и вырабатывающих коман-
ды управления движением, соответствующие возникшей ситуа-
ции;
исполнительных органов, изменяющих движение КА в соот-
ветствии с командами логических устройств;
ручек управления, индикаторов, оптических устройств и т. п.
(при наличии ручного управления), при этом сигналы с ручек
управления поступают в логические устройства, а не на испол-
нительные органы.
231
8.2.	ДАТЧИКИ СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ
Управление ориентацией немыслимо без получения информа-
ции о движении жестко связанного с корпусом КА триэдра осей *
относительно других аналогичных осей ориентации, которые, имея
начало в той же точке, что и первые, не зависимы от корпуса
КА. Оси ориентации представляют триэдр направлений *, относи-
тельно которого легко сформулировать требования к получению
нужной ориентации КА, и которые изменяются с изменением
задач, стоящих перед КА.
Так, если на КА установлен телескоп, который требуется на-
править в нужную точку небесной сферы, то в качестве осей
ориентации следует избрать поступательно движущийся триэдр
осей, не изменяющих своего углового положения относительно
звезд, но если на КА установлен фотоаппарат для изучения при-
родных ресурсов Земли, то в качестве осей ориентации следует
выбрать триэдр, соответствующий системе орбитальных осей.
Для упрощения дальнейшего изложения будем считать, что
задачей системы ориентации является удержание равными или
близкими к нулю углов ориентации — углов между одноименными
осями двух триэдров, из которых один жестко связан с корпусом
КА, а другой определяет оси ориентации.
Углы ориентации измеряются так называемыми позицион-
ными датчиками, которые по принципу действия можно раз-
бить на три группы: датчики внешней информации, инерциальные
датчики и датчики памяти. Каждые из них имеют свои положи-
тельные и отрицательные стороны и требуют для своего функцио-
нирования выполнения вполне определенных условий, заметно
влияющих на конструкцию КА.
Основными считают датчики внешней информации, ко-
торые получают информацию из внешнего (по отношению к кор-
пусу КА) пространства. К ним относят все оптические датчики,
использующие для своей работы оптическое излучение внешних
по отношению КА тел (Солнца, Луны, звезд, инфракрасное излу-
чение Земли), а также датчики, измеряющие магнитное поле
Земли, движение КА относительно окружающей Землю среды
и т. п.
Среди датчиков внешней информации наиболее разнообразны
и распространены оптические датчики, простейшим из которых
является так называемый солнечный датчик, позволяющий судить
об отклонении его оптической оси от направления на центр
Солнца. Конструкция такого датчика основана на том, что Солнце,
являясь мощным источником излучения, который невозможно
спутать с другими, позволяет использовать достаточно простые
фотоприемники. При этом возможно применение широкоугольных
датчиков, одновременно «осматривающих» большие доли небес-
* Триэдр осей (направлений) — три взаимно перпендикулярные оси (на-
правления), пересекающиеся в одной точке (начале).
232
ной сферы, так как свет попадающих в его поле звезд не служит
помехой для реагирования иа солнечное излучение.
Наиболее сложным из датчиков внешней информации является
звездный датчик, фиксирующий отклонения своей оптической оси
от направления на далекую звезду. Слабость излучения даже са-
мых ярких звезд требует сильное уменьшение поля зрения дат-
чика и использование в качестве фотоприемников наиболее чув-
ствительных приборов, например фотоумножителей.
Солнечные и звездные датчики, одновременно фиксируя на-
правление на Солнце и звезду, полностью определяют положение
КА в пространстве и в связи с этим широко применяются в виде
солнечно-звездной пары датчиков.
Установка солнечного датчика связана с требованием не за-
тенения его широкоугольного поля зрения никакими элементами
конструкции корпуса КА, что накладывает определенные условия
на компоновку корпуса КА, размещение на нем таких элементов
конструкции, как солнечные батареи, антенны и т. п., на выбор
наиболее подходящего места для установки самого солнечного
датчика. Установка звездного датчика, имеющего узкое поле зре-
ния, казалось бы, не имеет столь жестких условий, но, учитывая,
что в некоторых случаях оптическая ось звездного датчика по-
движна, в его суммарно достаточно большое поле зрения также
не должны попадать элементы конструкции КА, а чрезвычайно
высокая чувствительность самого датчика вызывает необходи-
мость его защиты от возможного воздействия паразитных засве-
ток (за счет освещения КА Солнцем), которые в сумме могут
оказаться более мощными, чем свет далекой звезды, а также
установки весьма совершенных бленд на объективы звездных
датчиков и защиты этих бленд от солнечного света, ограничения
допустимых значений углов «Солнце—объект—звезда» и т. п.
Указанные проблемы определяли компоновку таких КА, как
«Марс», «Венера» и «Зонд».
Установка радиотехнических датчиков сложна из-за проблемы
размещения их антенн, а применение ионных датчиков требует
их установки в таких местах корпуса КА, где они «находили»
бы невозмущенный элементами конструкции КА поток частиц
внешней среды и т. д. Таким образом, использование датчиков
внешней информации связано с определенными конструктивными
трудностями.
Поэтому совершенно естественно использование таких датчи-
ков, которые можно было бы устанавливать внутри корпуса КА
и которые, не будучи связанными с внешней информацией, не
требовали бы каких-либо внешних устройств, затрудняющих ком-
поновку КА.
Такими датчиками являются инерциальные датчики
ориентации, которые могут функционировать только при вра-
щении осей ориентации в абсолютном пространстве вокруг непо-
движного направления с достаточно большой угловой скоростью.
Поэтому датчики такого рода находят широкое применение на
233
искусственных спутниках планет и бесполезны на межпланетных
космических трассах. Кроме того, они могут измерять лишь одну
угловую координату, определяющую движение корпуса КА отно-
сительно осей ориентации, и то только при условии, что две дру-
гие угловые координаты измеряются датчиками иного рода, т. е.
датчиками внешней информации. Так, если на ИСЗ установлен
инфракрасный построитель вертикали, определяющий углы кре-
на и тангажа, то угол рысканья можно измерить датчиком инер-
циального типа.
Приведенные свойства инерциальных датчиков ориентации по-
казывают, что они способны работать лишь в комбинации с дат-
чиками внешней информации, а их применение ограничено.
В настоящее время в качестве инерциальных датчиков обычно
используют гироорбиты — гироскопические приборы, напоминаю-
щие наземные гирокомпасы.
Датчики памяти — это гироскопические приборы, также
работающие без непосредственного использования внешней ин-
формации, в которых, однако, используются свойства свободного
гироскопа. Как известно, свободный гироскоп (находящийся в
кардановом подвесе) стремится сохранить свое положение отно-
сительно далеких звезд (относительно ньютоновского абсолютного
пространства) неизменным, независимо от поворотов того осно-
вания, на котором он установлен в своем подвесе.
Так как один свободный гироскоп позволяет определить толь-
ко два угла (повороты КА относительно оси, параллельной оси
вращения ротора гироскопа, отсчитать невозможно), для опреде-
ления всех трех углов ориентации необходима система из двух
свободных гироскопов, оси вращения роторов которых не парал-
лельны.
Такая система гироскопов обладает двумя принципиальными
недостатками: во-первых, для функционирования ее необходимо
предварительно «выставить», т. е. расположить оси роторов ги-
роскопов в определенном положении относительно внешних ори-
ентиров, а во-вторых, ось ротора гироскопа сохраняет свое поло-
жение в пространстве неизменным лишь сравнительно малое вре-
мя. Первый недостаток приводит к использованию датчиков внеш-
ней информации, а второй, связанный с «уходом» гироскопов,
ограничивает время пользования такой системой. Хотя в совре-
менных гироскопических приборах скорость ухода оси ротора
гироскопа не превышает одной десятой углового градуса в час,
что с точки зрения обычной человеческой практики очень мало,
в большинстве задач управления ориентацией КА они недопу-
стимо велики, так как обычно длительность одного сеанса ориен-
тации измеряется сутками, неделями, а иногда и большими от-
резками времени.
Применение системы свободных гироскопов в качестве изме-
рителей углового положения корпуса КА вполне уместно при ста-
билизации во время работы корректирующего двигателя, т. е.
в сравнительно кратковременных режимах, которые уже не отно-
234
сятся к управлению ориентацией. Если на борту КА будет уста-
новлена такая гиросистема, вполне допустимо ее использование
как вспомогательного устройства для кратковременного управле-
ния ориентацией, например при осуществлении «программных
поворотов» корпуса КА, т. е. поворотов на заданные углы от
некоторого исходного положения, реализованного системой управ-
ления ориентацией.
Если требуется увеличение времени эффективной работы си-
стемы свободных гироскопов до произвольно большого времени,
необходимо периодически ее корректировать, используя информа-
цию, снимаемую с датчиков внешней информации. Такой способ-
ностью обладают так называемые корректируемые гиросистемы.
Сказанное выше справедливо и для использования вместо
системы свободных гироскопов некорректируемых или корректи-
руемых гироплатформ.
Помимо позиционных датчиков при управлении ориентацией
применяются и датчики угловой скорости (ДУС) — приборы, не-
подвижно установленные на корпусе КА и позволяющие измерять
составляющую его вектора угловой скорости, параллельную оси
чувствительности соответствующего ДУС. Для получения полного
представления о векторе угловой скорости КА необходим комп-
лект из трех ДУС, оси чувствительности которых взаимно перпен-
дикулярны и согласуются с осями чувствительности позиционных
датчиков.
В настоящее время практическое применение нашли только
гироскопические ДУС, которые не нуждаются во внешней инфор-
мации и могут быть установлены в любой точке КА.
8.3.	СИСТЕМА ИСПОЛНИТЕЛЬНЫХ ОРГАНОВ
Управление угловым положением КА требует не только до-
статочно полной информации о таковом и о скорости его измене-
ния, но и возможности целенаправленных изменений углового
движения КА. Нужные для этой цели управляющие моменты
создаются системой исполнительных органов.
По принципу действия исполнительные органы можно разбить
на два типа: использующие для создания управляющих моментов
внешние по отношению к КА силы и основанные на реактивных
принципах.
К первому типу относят такие исполнительные органы, кото-
рые создают управляющие моменты в результате взаимодействия
КА с магнитным полем Земли, например, за счет расположения
на КА токонесущих контуров или поворачиваемых постоянных
магнитов так, чтобы изменялся магнитный момент КА и в резуль-
тате целенаправленного взаимодействия с магнитным полем Земли
создавались нужные управляющие моменты, приложенные к кор-
пусу КА. Преимуществом подобных моментных магнитоприводов
является то, что для их функционирования потребна лишь элек-
235
троэнергия, в принципе восполняемая от солнечных батарей, а не-
достатком — существование одного направления, вокруг которого
принципиально невозможно создание управляющего момента,
т. е. направление, параллельное вектору магнитной индукции
Земли в данной точке орбиты.
Ко второму типу исполнительных органов относят реактивные
двигатели ориентации (ДО), создающие реактивные силы и ги-
роскопические силовые стабилизаторы (ГСС), создающие реак-
тивные моменты.
Рис. 8.1. Расположение двигателей ориентации относи-
тельно главных центральных осей ннерцни КА прн уп-
равлении ориентацией с помощью снл
Для обеспечения полного управления ориентацией, т. е. управ-
ления по трем осям КА, необходимо, чтобы расположение осей
КА и ДО было согласовано с эллипсоидом инерции КА (рис. 8.1),
оси КА совпадали с главными центральными осями инерции КА,
а включение одного ДО давало бы момент только вокруг одной
из таких осей. Пусть триэдр жестко связанных с корпусом КА
осей OXYZ совпадает с главными центральными осями инерции,
а показанные на рис. 8.1 плоскости являются плоскостями сим-
метрии эллипсоида инерции. Оси сопел ДО А, В, С лежат в плос-
костях, проходящих через центр масс О и перпендикулярных осям
инерции, относительно которых происходит управление; ДО уда-
лены от соответствующей оси на расстояние I и, кроме того, пер-
пендикулярны прямой, соединяющей точку их установки и ось,
вращение вокруг которой они обеспечивают. Поэтому включение
любого ДО создает момент только относительно одной главной
оси инерции.
236
Преимуществом такой схемы является наличие минимального
количества ДО (шесть), а недостатком — приложение к корпусу
КА при включении одного ДО не только момента, но и силы, что
малосущественно, но на длительных межпланетных трассах неже-
лательно. Чисто моментное управление можно обеспечить за счет
удвоения количества ДО, включаемых попарно. Как известно из
механики, место приложения пары сил несущественно. Это поло-
жение предоставляет определенную свободу при компоновке КА.
Z
Рис. 8.2. Расположение двигателей ориентации относительно
главных центральных осей инерции КА при управлении ори-
ентацией парами снл
Схема такого расположения ДО показана на рис. 8.2, причем
двигатели, обеспечивающие вращение вокруг одной главной цен-
тральной оси инерции, обозначены одинаковыми буквами.
Иногда размещение ДО диктуется их расположением на одном
агрегатном отсеке (рис. 8.3), когда все они сосредоточены в од-
ной плоскости и управление вокруг осей OY и OZ происходит
за счет управления силами, а по оси ОХ — пар сил.
Техническое решение реактивных двигателей ориентации мо-
жет быть различным. Чаще всего используют два типа таких
ДО: работающие на сжатом газе и на одно- или двухкомпонент-
ном топливе. В ДО, работающем на сжатом газе (рис. 8.4),
в баллоне хранится сжатый до большого давления газ (обычно
азот), давление которого в редукторе снижается до нужного зна-
чения. Через коллектор газ поступает к ДО (по сути это элек-
тропневмоклапаны с соплами Лаваля), которые открываются и
закрываются по командам, поступающим из блоков логики. Для
полного отключения системы служит запорный клапан.
237
В ДО, использующих двухкомпонентное топливо (рис. 8.5),
газ (служащий теперь не рабочим телом, а средством подачи
топлива) из редукторов поступает в емкости, вытесняет из них
горючее и окислитель и через коллекторы подает их в двигатели.
Рис. 8.4. Система двигателей ориентации, работающих иа
сжатом газе:
1 — баллов со сжатым газом; 2 — запорный клапан; 3 — редуктор;
4 — коллектор; 5 — двигатели ориентации
Преимуществами ДО на сжатом газе являются крайняя про-
стота конструкции и отсутствие загрязнения окружающего КА
пространства, что может быть весьма существенно при прове-
дении некоторых научных экспериментов. Такие ДО использова-
лись на КК «Восток», «Восход», на межпланетных КА, на спут-
никах связи «Молния-1» и др.
238
Преимуществами ДО на одно- или двухкомпонентном топливе
являются более высокая экономичность (более высокие удельные
импульсы) и меньшая масса всей ДУ: сжатый газ не играет
здесь роли рабочего тела, и тяжелые емкости могут быть сде-
ланы относительно малыми. Подобные ДО используются на КК
«Союз», орбитальных станциях «Салют» и др.
Рис. 8.5. Система двигателей ориентации, работающих иа двухкомпо-
нентном топливе:
/ — баллоны со сжатым газом; 2 —запорные клапаны; 3 — редукторы; 4 — бак
горючего; 5 — бак окислителя; 6, 7 — коллекторы; 8 — двигатели ориентации
Общим недостатком рассмотренных ДО является необходи-
мость расхода массы рабочего тела при каждом включении, за-
пас которого всегда ограничен.
Возможность сравнительно простого способа пополнения бор-
товых запасов электроэнергии с помощью солнечных батарей де-
лает весьма перспективным применение гироскопических силовых
стабилизаторов (ГСС) — исполнительных органов, способных
ограничиться потреблением только электроэнергии. Поскольку
ГСС создают реактивные моменты (а не силы), не существует
проблемы размещения их в корпусе КА в согласии с положением
его центра масс, так как их можно устанавливать в любом месте,
учитывая только удобство компоновки и направление главных
центральных осей инерции.
Существует три типа ГСС: одно-, двух- и трехстепенные.
Одностепенные ГСС — маховики (рис. 8.6) имеют оси ро-
торов, параллельные осям КА; изменение оборотов ротора А’
(изменение его кинетического момента Гд) приводит к вращению
корпуса КА вокруг оси ОХ в противоположном направлении, при
239
этом момент, приложенный к корпусу КА, будет численно равен
и противоположен по знаку моменту, приложенному к ротору
Г
Рис. 8.6. Расположение одностепенных гироскопических
силовых стабилизаторов (маховиков) относительно
главных центральных осей инерции КА
Двухстепенные ГСС (рис. 8.7) обладают двумя степеня-
ми свободы, из которых одна связана с вращением ротора (кине-
Рис. 8.7. Схема двухстепенного гироскопи-
ческого силового стабилизатора:
1 — корпус КА; 2 —гироузел; Г — вектор кинети-
ческого момента ротора гироузла; т — момент,
приложенный к гироузлу; Мд — результирующий
тический момент ротора Г),
а другая — с поворотом ги-
роузла, несущего ротор,
установленного на корпусе
КА и способного вращать-
ся вместе с установленным
в нем ротором вокруг оси g.
Развиваемый таким ГСС
управляющий момент
Л1А = Г.е, (8.1)
где е — угол поворота гиро-
узла.
Из выражения (8.1) вид-
но, что кинетический мо-
мент ротора должен быть
возможно большим, а сле-
довательно, ротор должен
вращаться с постоянной,
момент, приложенный к корпусу КА	ВОЗМОЖНО большей уГЛОВОЙ
скоростью. Поворот гиро-
узла вокруг оси $ потребует приложения некоторого малого мо-
мента т. Следовательно, двухстепенный ГСС обладает свой-
240
ством «усиления» моментов: малый момент т, приложенный
к гироузлу, вызывает большой момент ЛГд, приложенный к кор-
пусу КА.
Трехстепенные ГСС (рис. 8.8) представляют собой сило-
вой ротор с кинетическим моментом Г, установленный в карда-
новом подвесе. Моментные устройства, создающие моменты тх
и ту, вызывают прецессию гироскопа, при которой численно рав-
ные им, но противоположные моменты будут прикладываться
к корпусу КА.
Рис. 8.8. Схема трехстепенного гироскопического сило-
вого стабилизатора:
1 — внешняя рама карданова подвеса; Г — кинетический мо-
мент ротора; и Шу — моментные датчики, вызывающие
прецессию ротора
Таким образом, минимальное количество ГСС, позволяющее
управлять по всем осям, равно трем для одно- и двухстепенных
ГСС и двум для трехстепенных, хотя и это количество не является
наилучшим. Вполне оправдано только применение трех односте-
пенных ГСС, так как они в процессе функционирования не изме-
няют положения осей роторов относительно корпуса КА. Двух-
степенные или трехстепенные ГСС в процессе функционирования
изменяют положение осей силовых роторов вследствие прецессии
гироскопов относительно корпуса КА, что в конечном итоге может
привести к тому, что в некоторый момент времени управление по
какой-то связанной с корпусом КА оси станет невозможным до
изменения расположения осей роторов. Это неприятное свойство
можно избежать установкой на КА избыточного количества ГСС.
Общим недостатком всех ГСС является их неспособность к
длительному противодействию внешнему возмущающему моменту
одного знака. В реальных полетных условиях внешние возмущаю-
щие моменты практически всегда имеют постоянную составляю-
щую, которая и «выводит из строя» ГСС. Суть этого явления за-
ключается в том, что ГСС лишь перераспределяют кинетический
момент между корпусом КА и ГСС и если этот суммарный кине-
тический момент под действием внешних возмущений будет воз-
растать, а кинетический момент корпуса КА исходя из требований
241
к ориентации оставаться постоянным, то наступит момент, когда
ГСС окажутся уже не в состоянии «всасывать» вращательный
импульс, создаваемый внешним возмущающим моментом. Это
связано с те