НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ имени Семёна Алексеевича ЛАВОЧКИНА является головным в ракетно-космической отрасли по созданию автоматических космических комплексов-для фундаментальных научных исследований Вселенной, в том числе Солнечной системы и её планет.
Для реализации этого направления предприятие осуществляет разработку, испытания, производство, дистанционное управление в полете космическими аппаратами научнбго ^прикладного назначения, а также средств выведения (космических межорбитальных буксиров, головных обтекателей, переходных отсеков).
АО «НПО ЛАВОЧКИНА»
ул. Ленинградская, д. 24, город ХиМки, Московская область, Российская Федерация, 1414Q2 +7(495) 251-6744, факс:+7(495) 573-3595
NPOL@LASPACE.RU НТ P://WWW. LASPACE.RU

создается МАРСИАНСКАЯ АВТОМАТИЧЕСКАЯ СТАНЦИЯ её основными научными задачами являются:
•	поиск следов прошлой и существующей жизни в подповерхностном слое;
•	исследование состава атмосферы, поиск метана
и вулканических газов;
•	изучение внутреннего строения и климата Марса.
в среднесрочной перспективе ведутся проектные работы по созданию МЕЖПЛАНЕТНОЙ СТАНЦИИ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ФОБОСА
её основными научными задачами являются:
•	доставка на Землю образцов реголита Фобоса;
•	контактные исследования Фобоса;
•	изучение межпланетного космического пространства и дистанционное исследование Марса.
для реализации указанных задач в ИКИ РАН создается КОМПЛЕКС НАУЧНОЙ АППАРАТУРЫ
АО«НПО ЛАВОЧКИНА»
I
В.С. ФИНЧЕНКО ЕЮ. КОТЛЯРОВ А.А. ИВАНКОВ
СИСТЕМЫ
Г ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМОВ
АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ
ф
ФИНЧЕНКО
ВАЛЕРИЙ СЕМЕНОВИЧ
ДОКТОР ТЕХНИЧЕСКИХ НАУК
ВЕДУЩИЙ НАУЧНЫЙ СОТРУДНИК НПО ИМЕНИ С.А. ЛАВОЧКИНА
УЧЕНЫЙ В ОБЛАСТИ ТЕПЛОМАССООБМЕНА И ПРОЕКТИРОВАНИЯ СИСТЕМ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ МЕЖПЛАНЕТНЫХ
И ОРБИТАЛЬНЫХ АВТОМАТИЧЕСКИХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
УЧАСТВОВАЛ В РАЗРАБОТКЕ И РЕАЛИЗАЦИИ ПРОЕКТОВ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ, АСТРОФИЗИЧЕСКИХ ОБСЕРВАТОРИЙ И ДРУГИХ КОСМИЧЕСКИХ СРЕДСТВ
КОТЛЯРОВ
ЕВГЕНИЙ ЮРЬЕВИЧ
КАНДИДАТ ТЕХНИЧЕСКИХ НАУК
ВЕДУЩИЙ МАТЕМАТИК НПО ИМЕНИ С.А. ЛАВОЧКИНА
СПЕЦИАЛИСТ В ОБЛАСТИ КОМПЛЕКСНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ СИСТЕМ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С ПРИМЕНЕНИЕМ ТЕПЛОВЫХ ТРУБ
РАЗРАБАТЫВАЛ ПРОГРАММЫ ДЛЯ РАСЧЕТА ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА
МЕЖПЛАНЕТНЫХ И ОРБИТАЛЬНЫХ СТАНЦИЙ
ИВАНКОВ
АЛЕКСАНДР АНДРЕЕВИЧ
ДОКТОР ТЕХНИЧЕСКИХ НАУК
ВЕДУЩИЙ НАУЧНЫЙ СОТРУДНИК НПО ИМЕНИ С.А. ЛАВОЧКИНА
УЧЕНЫЙ В ОБЛАСТИ ТЕПЛООБМЕНА И ПРОЕКТИРОВАНИЯ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ, СПУСКАЕМЫХ В АТМОСФЕРАХ ПЛАНЕТ НА ПОВЕРХНОСТЬ
РАЗРАБАТЫВАЛ ПРОГРАММНЫЕ КОМПЛЕКСЫ
ДЛЯ РАСЧЕТА СИСТЕМ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ
ЕФАНОВ
ВЛАДИМИР ВЛАДИМИРОВИЧ
ДОКТОР ТЕХНИЧЕСКИХ НАУК, ПРОФЕССОР
ГЛАВНЫЙ НАУЧНЫЙ СОТРУДНИК НПО ИМЕНИ С.А. ЛАВОЧКИНА УЧЕНЫЙ В ОБЛАСТИ СИСТЕМНОГО АНАЛИЗА И ПРОЕКТИРОВАНИЯ СЛУЖЕБНЫХ СИСТЕМ АВТОМАТИЧЕСКИХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ УЧАСТВОВАЛ В РАЗРАБОТКЕ И РЕАЛИЗАЦИИ ПРОЕКТОВ СТАНЦИЙ И ОБСЕРВАТОРИЙ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ И АСТРОФИЗИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ И ДРУГИХ КОСМИЧЕСКИХ СРЕДСТВ
АО «НПО Лавочкина»
л
А В.СФИНЧЕНКО
Е.Ю. КОТЛЯРОВ А. А. ИВАНКОВ
СИСТЕМЫ
ОБЕСПЕЧЕНИЯ
ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМОВ АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ
ПОД РЕДАКЦИЕЙ
ДОКТОРА ТЕХНИЧЕСКИХ НАУК, ПРОФЕССОРА В.В. ЕФАНОВА, ДОКТОРА ТЕХНИЧЕСКИХ НАУК В.С. ФИНЧЕНКО
2018
ББК 39.62
УДК 629.78:536.24
Ф608
Финченко В.С., Котляров Е.Ю., Иванков А.А.
Ф608 Системы обеспечения тепловых режимов автоматических межпланетных станций // под ред. д.т.н., проф. В.В. Ефанова, д.т.н. В.С. Финченко - Химки. Издатель АО «НПО Лавочкина», 2018. - 400 с. : ил.
Приводятся краткая история развития космонавтики, общие сведения о системах обеспечения тепловых режимов (СОТР) космических летательных аппаратов (КЛА) и систематизация основных результатов теоретических, конструкторских и экспериментальных исследований, полученных на опыте проектирования в Акционерном обществе «Научно-производственное объединение имени С.А. Лавочкина» автоматических межпланетных станций (АМС).
Описаны параметры внешних условий функционирования АМС и их автономных исследовательских самоходных и стационарных лабораторий на поверхности Земли, Луны, других планет.
Рассмотрен ассортимент пассивных и активных средств, используемых в конструкциях СОТР КЛА и АМС.
Представлены теоретические основы теплообмена, используемые при проектировании СОТР КЛА и АМС.
Рассмотрены ступени технического развития СОТР АМС от начала контактных исследований Луны, Марса и Венеры с помощью АМС и особенности СОТР КЛА и АМС для исследования Солнца.
Рассмотрены теоретические методы расчёта конструкции теплозащитных покрытий (ТЗП) спускаемых аппаратов (СА), доставляемых АМС на поверхности планет с атмосферой и методы экспериментальной отработки ТЗП.
Описаны основные установки отечественной наземной экспериментальной базы для отработки СОТР АМС и методики её проведения.
рецензенты:
член-корреспондент РАН О.М. Алифанов академик НАН Беларуси ОТ. Пенязьков
издатель художник макет-верстка
АО «НПО Лавочкина»
В.М. Давыдов
А.Ю. Титова
ISSN 978-5-905646-11-9
© АО «НПО Лавочкина», 2018
ГЛАВА 1
1.1  1.2  1.3
ГЛАВА 2
2.1
I
2.2
2.2.1
2.2.2
2.2.3
ГЛАВА 3
3.1  3.2 
3.3
СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ
ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМОВ АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИИ
ОГЛАВЛЕНИЕ
ПРЕДИСЛОВИЕ........................................8
ВВЕДЕНИЕ...........................................11
ОБЩИЕ ПОНЯТИЯ О КОСМОНАВТИКЕ, КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ И ИХ ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМАХ	13
Космонавтика, терминология, космические летательные аппараты, значения основных физических величин в космонавтике.......13
Результаты, достигнутые в космонавтике и исследовании Солнечной системы.........................................19
О тепловых режимах космических летательных аппаратов и принципах проектирования систем их обеспечения .........28
ВНЕШНИЕ УСЛОВИЯ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
АППАРАТОВ, АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ И СИСТЕМ
ОБЕСПЕЧЕНИЯ ИХ ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМОВ...................37
Общие представления о влиянии среды и условий существования космических летательных аппаратов на выполнение поставленных перед ними задач...............37
Физические параметры сред и условий функционирования автоматических межпланетных станций.......................45
Физические параметры среды при функционировании АМС в условиях земной атмосферы.................45
Физические параметры среды при функционировании СОТР АМС в космическом пространстве.............62
Физические параметры среды при функционировании СОТР АМС на орбитах и посадочных аппаратов -на поверхностях планет Солнечной системы........70
СРЕДСТВА, ИСПОЛЬЗУЕМЫЕ В КОНСТРУКЦИЯХ СИСТЕМ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА
КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ.....................77
Общие понятия о средствах, используемых в СОТР КЛА и АМС герметичного, негерметичного и смешанного типа исполнения.77
Технические, физические, термооптические и теплофизические характеристики пассивных средств СОТР КЛА и АМС...........87
Активные средства систем терморегулирования и СОТР КА.104
5
ГЛАВА 4
4.1
4.4
ГЛАВА 5
5.1
5.1.1
5.1.2
5.1.3
5.1.4
5.2
5.2.1
5.2.2
5.2.3
5.3
ГЛАВА 6
6.1
ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ТЕПЛООБМЕНА В ТЕХНИКЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СИСТЕМ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМОВ КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ . . . Роль теплообмена в объектах ракетно-космической техники. О природе теплоты. Терминология и категории теории теплообмена. Механизмы и основные законы теории тепло- и массообмена...................................
Основные законы теории теплообмена КА с внешней средой.
Основные соотношения для решения задач внутреннего теплообмена в агрегатах СОТР КА........................
Пример моделирования теплового режима КА с размещением приборного оборудования в герметичном контейнере с газом и определения параметров его СОТР....................................
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ АВТОМАТИЧЕСКИЕ МЕЖПЛАНЕТНЫЕ СТАНЦИИ И СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ИХ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА .......................
Хронология запусков автоматических межпланетных станций, их технические характеристики и достигнутые результаты исследований................................
О запусках автоматических межпланетных станций для исследования Луны...............................
О запусках автоматических межпланетных станций для исследования Венеры.............................
Хронология запусков автоматических межпланетных станций для исследования Марса......................
Технические характеристики и основные результаты научных исследований, достигнутые при наиболее успешных полетах отечественных АМС..................
Системы обеспечения теплового режима отечественных автоматических межпланетных станций....................
Системы обеспечения теплового режима АМС для исследования Луны...............................
Системы обеспечения теплового режима АМС для исследований планеты Венера.....................
Принцип проектирования СОТР АМС, предназначенных для исследования Марса..............
О некоторых нереализованных проектах и о перспективных экспедициях отечественных АМС........
ТЕПЛОВАЯ ЗАЩИТА СПУСКАЕМЫХ В АТМОСФЕРАХ ПЛАНЕТ АППАРАТОВ АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ....................
Аэротермодинамика спускаемых в атмосферах планет аппаратов. Обзор методов расчета задач радиационной газовой динамики и решения задач обтекания тел газовым потоком..........
122
122
130
138
140
158
158
158
165
167
169
202
202
231
256
277
291
291
6
6.2
I
6.3
6.5
6.5.1
6.5.2
ГЛАВА 7
7.1 I
7.2  7.3 
7.4

Математическая модель программного комплекса для расчета параметров тепловой защиты спускаемых в атмосферах планет аппаратов.........................
О результатах тестирования определяемых программным вычислительным комплексом параметров задачи о разработке тепловой защиты СА.......................
Материалы для защиты АМС и доставляемых ими на поверхности планет аппаратов от теплового воздействия во время движения в атмосфере.........................
Результаты расчетов и экспериментальных исследований в обеспечение выбора параметров тепловой защиты АМС проектов «Фобос-Грунт» и «ЭкзоМарс»...................
Аэротермодинамика спускаемого аппарата АМС «Фобос-Грунт» и его тепловая защита..............................
Расчетно-теоретические и экспериментальные исследования аэротермодинамики и эффективности тепловой защиты десантного модуля АМС «ЭкзоМарс» в обеспечение выбора её конструкции..............................
ОБ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ ОТРАБОТКЕ СИСТЕМ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА
АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ...................
Общие положения о наземной экспериментальной отработке систем обеспечения теплового режима космических летательных аппаратов.................................
Особенности подготовки документов и материальной части для проведения наземных испытаний СОТР АМС............
Основная отечественная стендовая база для проведения тепло-вакуумных испытаний.............................
Оформление результатов испытаний и представляемая документация о готовности СОТР к летным испытаниям....
Список литературы.....................................
301
310
318
324
324
337
351
351
355
364
380
386
7
ПРЕДИСЛОВИЕ
Вниманию читателя предлагается книга, изданная АО «Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина» - предприятия, известного своими историческими свершениями в области создания автоматических космических аппаратов-роботов (АКА). Здесь на основе предварительных научных проработок формируется проектный облик таких аппаратов, предназначенных для фундаментальных исследований космического пространства и планет Солнечной системы. Здесь же на базе собственного производства изготавливаются основные конструктивные элементы и узлы аппаратов, проводится их сборка, отправка их на полигон и сопровождение запуска и полета к намеченной цели.
В книге собраны обширные сведения о поступательном развитии космонавтики в нашей стране, включая создание автоматических межпланетных станций (АМС) для дистанционных и контактных методов исследования небесных тел. Основное внимание уделено одной из наиболее важных систем АМС - системам обеспечения теплового режима (СОТР), принципам их проектирования, методам расчета параметров СОТР и наземной отработки. Авторы сочли целесообразным отнести к СОТР АМС также систему тепловой защиты и теплоизоляции приборного оборудования, находящегося в герметичных корпусах спускаемых аппаратов (СА) на поверхности планеты с атмосферой и систему защиты от воздействия высокотемпературного потока газа при движении СА в атмосфере.
Характерной особенностью книги является то, что она составлена коллективом авторов, принимавших непосредственное участие в проектных работах по созданию СОТР АМС. Привлечение к проектированию СОТР АМС в последующие годы молодых специалистов к разработке методов расчета аэротермодинамики и теплотехники, в совокупности с развитием средств СОТР позволило поднять процесс проектирования АМС и, в частности, их СОТР на более высокий современный научный уровень.
Содержание книги охватывает большой исторический период, начиная от мечты древнего человека познать окружающий мир до первых шагов к реализации этой мечты и современного состояния перспектив будущего развития.
Показан трудный путь прорыва в космос, честно и объективно описаны многие неудачи, сопровождавшие практически каждый новый этап в развитии космонавтики. Приведен ряд примеров выхода из казавшегося иногда тупиковым процесса создания аппарата или отдельных систем на этапах освоения космоса. Но в сочетании блестящих идей ученых, оригинальных решений конструкторов и инженеров-расчетчиков движение вперед неизменно продолжалось.
В первой главе книги перечислены достижения в освоении космоса, характеризуемые эпитетом «впервые». Чувство законной гордости вызывает тот факт, что основополагающая роль первооткрывателя на начальных этапах развития космонавтики принадлежит нашей стране.
Вторая глава книги посвящена описанию внешних условий функционирования СОТР АМС от начала производства до окончательного выполнения поставленной перед АМС задачи.
В последующих главах достаточно подробно рассмотрена совокупность пассивных и активных средств, используемых в структурах СОТР АКА и АМС. В соответствие с существующими стандартами представлены их физические, теплофизические свойства и характеристики, и кратко, в инженерно-прикладной форме, приведены ос
8
новы теории тепломассобмена, используемые при выборе схем СОТР АКА и АМС и для оценки их основных параметров.
Эти сведения могут быть использованы проектантами космической техники не только в АО «НПО им. С.А. Лавочкина», но и на других предприятиях отрасли.
На примерах рассмотрения структуры и устройства СОТР АМС серий «Луна», «Венера», «Марс», начиная от их первых полетов, до АКА класса «Спектр-Р», «Электро» и АМС «Фобос-Грунт» и перспективных «Луна-Глоб», «Луна-Ресурс», «Интергелиозонд» и др., убедительно показана эволюция СОТР и конструктивного облика каждого из этих аппаратов по сравнению с предыдущими вариантами. В целом эта эволюция характеризуется переходом от типовой схемы, когда научные приборы размещались в герметичных контейнерах с газо-циркуляционным контуром охлаждения, к АКА и АМС в негерметичном исполнении. Возможность изменения конструктивного облика АКА и АМС обусловлена широким внедрением в структуре СОТР тепловых труб различного класса и теплостабилизируемых с их помощью сотовых панелей.
Достаточно последовательно показано в книге развитие расчётных методов определения температурного состояния АКА и АМС по мере трансформации их конструктивного облика и усложнения физических процессов, происходящих в используемых теплопроводящих устройствах и средствах СОТР. С ростом сложности конструкции аппаратов усложнялись математические модели, описывающие СОТР, и комбинации методов их численной реализации. Для решения задач СОТР сложных структур в настоящее время разрабатываются программно-вычислительные комплексы, и этот прогресс достаточно детально продемонстрирован в книге, как на примерах расчета СОТР АМС, так и на доставляемых СА для входа в атмосферу и для посадки на поверхность планеты.
Следует отметить, что авторы книги постарались сохранить в изначальном виде схемы, рисунки, графики и математические подходы к описанию процессов, происходящих в СОТР первых и последующих лунных, марсианских и венерианских станций, преобразовав их с кальки в электронный вид. Это в определенной степени позволило воспроизвести существовавший в 60-70-е годы прошлого столетия уровень наших знаний и технические возможности.
Обращает на себя внимание стремление специалистов НПО им. С.А. Лавочкина при проектировании СОТК АКА и АМС реализовать подход к комплексным методам расчетно-теоретического решения проблемы, когда решается сопряженная задача, описываемая системами дифференциальных уравнений различного типа. Такой метод используется, например, при определении параметров СОТР СА (толщины внутренней и внешней теплоизоляции, необходимой толщины теплозащитного покрытия (ТЗП), величины уноса его массы, прогрева конструкции и др.). Здесь в едином комплексе одновременно решаются газодинамические уравнения, описывающие обтекание СА газовым потоком, уравнения радиационной газовой динамики, система уравнений движения СА в гравитационном поле планеты, нестационарное уравнение теплопроводности, уравнения скорости уноса массы ТЗП и др. В результате в едином расчете, имитирующем реальное время спуска СА в атмосфере, определяются все искомые параметры по траектории спуска. Это очень удобно для оперативного проведения многовариантных параметрических расчетов постоянно изменяющихся в процессе проектирования конфигураций СОТР СА.
9
Такой же подход используется в НПО при определении параметров СОТР гибридных схем, когда используются и жидкостные контуры охлаждения с механическими насосами, и теплопроводы на базе тепловых труб. В этом случае одновременно решается сопряженная задача, представляющая собой комбинацию взаимного влияния тепловой динамики и гидравлики.
Книга хорошо иллюстрирована изображениями практически всех запущенных в космос отечественных АМС, многочисленными рисунками и схемами, поясняющими теоретико-расчетные методы проектирования СОТР АМС.
Естественно, что определённая часть книги, касающаяся СОТР АМС, отражает в реферативной форме материал, созданный всем коллективом соответствующих специалистов НПО им. С.А. Лавочкина, а также смежных организаций и субподрядчиков, что подтверждается объемной библиографией, использованной авторами при составлении настоящей книги. Авторы пользуются случаем выразить им искреннюю признательность за многолетнее плодотворное сотрудничество.
Мне, как участнику и свидетелю эпохи рождения космонавтики, которому выпало большое счастье долгие годы работать с коллективом НПО им. Лавочкина и непосредственно участвовать в создании лунно-планетных космических аппаратов, было приятно, знакомясь с содержанием книги, вновь перелистать страницы нашей славной истории, в которую непосредственно влилась собственная жизнь.
Я убежден, что книга представит интерес для широкого круга читателей: проектантов космической техники, студентов, преподавателей учебных предметов по космической тематике, историков и людей, просто интересующихся космонавтикой.
Академик РАН М. Маров
10
ВВЕДЕНИЕ
«Было время - и очень недавно, когда идея о возможности узнать состав небесных тел считалась даже у знаменитых ученых и мыслителей безрассудной. Теперь это время прошло.
...Стать ногой на почву астероидов, поднять рукой камень с Луны, устроить движущиеся станции в эфирном пространстве, образовать живые кольца вокруг Земли, Луны, Солнца, наблюдать Марс на расстоянии нескольких десятков верст, спуститься на его спутники или даже на самую его поверхность, что, по-видимому, может быть сумасброднее! Однако только с момента применения реактивных приборов начнется новая великая эра в астрономии - эпоха более пристального изучения неба».
К.Э. Циолковский
Оглядываясь в недалекое прошлое, можно отметить, что XX век и начало века XXI ознаменованы бурным развитием космонавтики - науки о теории и практике реализации полетов за пределами атмосферы Земли, в космическом пространстве, с целью выполнения широкого круга космических исследований в обеспечение фундаментальной науки, социально-экономических интересов СССР, России, отдельных стран и всего человечества. Инструментами этих исследований служат автоматические и пилотируемые космические летательные аппараты (КЛА) и автоматические межпланетные станции (АМС) различного класса.
Целью настоящей книги является освещение на опыте проектирования в АО «НПО Лавочкина», приобретенном, начиная с 1965 по 2018 год, создания советских и российских АМС и некоторых других КЛА. Основное внимание уделено описанию принципов проектирования систем обеспечения теплового режима (СОТР) указанных космических аппаратов (КА) и отделяемых от них рукотворных автономных объектов, предназначенных для посадки на поверхности планет, их спутников, астероидов и других небесных тел.
В начале книги последовательно изложены общие понятия о космонавтике как науке и технологии космических полетов; приведено описание основной терминологии, используемой в этой области, представлены численные значения некоторых основных параметров и физических величин, широко используемых в рассматриваемой теме. Сделан краткий экскурс в историю осознания человеком своего места во Вселенной и попыток описания им своего представления о физической структуре окружающего пространства. Представлены и первые результаты исследований строения Солнечной системы и её объектов, и выдающиеся достижения современной космонавтики.
Каждый космический летательный аппарат состоит из нескольких составных частей. Это - собственно конструкция аппарата, бортовая целевая аппаратура, обеспечивающая выполнение поставленной перед аппаратом исследовательской задачи, а также целый ряд служебных систем, которые обеспечивают длительное функционирование аппарата в условиях космического пространства или во внешних условиях на поверхностях различных объектов Солнечной системы (планет, их спутников, астероидов и ядер комет).
11
К основным служебным системам КЛА относятся:
-	система энергообеспечения;
-	система управления;
-	система обеспечения теплового режима;
-	система связи с наземным комплексом управления аппаратом;
-	бортовой радиокомплекс;
-	система стыковки и разделения элементов аппарата и др.
Основное содержание настоящей книги составляют описание систем обеспечения теплового режима (СОТР) космических летательных аппаратов и сопутствующие представления:
-	о внешних условиях функционирования КЛА различного класса;
-	о средствах и материалах, используемых в конструкциях СОТР;
-	о теоретических основах тепло- и массообмена, привлекаемых для проектирования СОТР и тепловой защиты спускаемых аппаратов в атмосферах планет, также относящейся к СОТР КЛА как автономной системы обеспечения теплового режима лаборатории АМС на поверхности соответствующего небесного тела;
-	о принципиальных подходах к проектированию СОТР КЛА и АМС;
-	о месте и методах отработки СОТР КЛА и АМС на существующей в России наземной экспериментальной базе.
При этом наибольшее внимание уделено подробному описанию СОТР автоматических межпланетных станций для фундаментальных научных исследований, разработкой и производством которых уже более полувека занято НПО им. С.А. Лавочкина, а с апреля 2017 года это АО «НПО Лавочкина».
Отправной точкой результатов деятельности предприятия в космической отрасли служит первая в истории освоения космоса мягкая посадка (3 февраля 1966 года) на поверхность Луны АМС «Луна-9», запущенной 31 января, которая впервые в мире передала на Землю телепанораму лунной поверхности. Продолжительность активного существования АМС «Луна-9» на поверхности Луны составила 75 часов.
К моменту 70-летия предприятия, которое отмечалось в 2007 году, было осуществлено 356 запусков разработанных им образцов ракетно-космической техники различного назначения. Среди них 26 АМС серии «Луна», 18 - серии «Венера» и 12 - серии «Марс», 12 КЛА серии «Прогноз», 100 ИСЗ прикладного назначения, значительное количество других космических аппаратов и разгонных блоков.
Следует отметить также и заметный вклад АО «НПО Лавочкина» в осуществление запусков КЛА, разрабатываемых зарубежными космическими агентствами и коммерческими предприятиями, путем предоставления межорбитального космического буксира (МКБ) «Фрегат». К настоящему времени совершено более 60 таких успешных запусков.
Написаны Финченко В.С.: Введение, Глава 1; Глава 2; параграф 3.1 Главы 3; параграфы 4.1-4.3 Главы 4; параграфы 5.1 и 5.2 Главы 5; параграфы 6.4 и 6.5 Главы 6 (совместно с Иванковым А.А.); параграф 7.3 Главы 7. Написаны Котляровым Е.Ю.: параграфы 3.2 и 3.3 Главы 3; параграф 4.4 Главы 4; параграфы 5.3 и 5.4 Главы 5; параграфы 7.1, 7.2 и 7.4 Главы 7. Написаны Иванковым А.А.: параграфы 6.1-6.3, (6.4 и 6.5 - совместно с Финченко В.С.) Главы 6.
12
ГЛАВА 1
ОБЩИЕ ПОНЯТИЯ О КОСМОНАВТИКЕ, ИСТОРИИ ЕЁ РАЗВИТИЯ, О КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
АППАРАТАХ И ИХ ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМАХ
ШКОСМОНАВТИКА, ТЕРМИНОЛОГИЯ, КОСМИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ, ЗНАЧЕНИЯ ОСНОВНЫХ ФИЗИЧЕСКИХ
ВЕЛИЧИН В КОСМОНАВТИКЕ
Космонавтика - это теория и практика навигации за пределами атмосферы Земли для исследования космического пространства с помощью автоматических и пилотируемых космических аппаратов.
Впервые термин космонавтика, а также понятия первая космическая скорость, космодром и др. введены одним из пионеров современной космонавтики, учёным Ари Абрамовичем Штернфельдом (1905-1980) в его научном труде «Введение в космонавтику» (фр. «Initiation a la Cosmonautique») (Штернфелъд А.А., 1974), посвященном вопросам межпланетных путешествий. Штернфельд рассчитал и теоретически исследовал множество траекторий космических полётов, определив энергетически их оптимальные параметры. Он же рассчитал стартовые значения первой, второй и третьей космических скоростей.
В русском языке термин космонавтика впервые был употреблён Георгием Эрихо-вичем Лангемаком (1898-1938), когда он переводил указанную монографию Штерн-фельда. Г.Э. Лангемак - советский учёный, один из пионеров ракетной техники и один из создателей реактивного миномёта «Катюша», основоположник исследований по конструированию реактивных снарядов на бездымном порохе.
Космонавтика, как теоретическая техническая дисциплина, включает в себя:
-	астродинамику - раздел небесной механики, изучающий движение космических летательных аппаратов (КЛА);
-	теорию КЛА;
-	конструирование КЛА различного класса;
-	теорию автоматического управления применительно к управлению полетами КЛА;
-	учёт влияния космических условий на все виды космической техники и на космонавтов.
Сейчас стало очевидным, что большое количество различных сфер человеческой деятельности на Земле опирается на данные КА и устройств. Прогнозирование погоды, дистанционное зондирование, навигация, связь, спутниковое телевидение и многое другое осуществляет свою работу при помощи космической техники. Астрономия и геонауки также опираются на сведения, поступающие из космоса.
Космическая техника - это объекты, аппаратура и различные устройства, используемые для работы в космическом пространстве. К космической также относится и инфраструктура, связанная с запуском этих объектов и живых существ в космос,
13
1-1
со спуском на Землю и на поверхности других планет, их спутников, астероидов, ядер комет, а также с выводом КЛА на орбиты искусственных спутников других природных объектов Вселенной.
К космической технике относятся абсолютно все космические летательные аппараты, в том числе спутники, космические астрофизические обсерватории, межпланетные автоматические станции, орбитальные станции, а также оборудование, которое на них расположено. Ракеты-носители (PH), шаттлы, спускаемые на поверхности тел Солнечной системы аппараты и прочая техника, не работающая напрямую в космосе, но связанная с ним, также относится к технике космической.
Космический летательный аппарат (КЛА) - это общее название технических устройств, используемых для выполнения разнообразных задач в космическом пространстве, а также для проведения исследовательских и иного рода работ на поверхности небесных тел.
Все многообразие КЛА можно разделить на следующие классы (Космические аппараты, 1983):
-	искусственные спутники Земли (ИСЗ) - автоматические аппараты, выполняющие разнообразные задачи на орбитах вокруг Земли в соответствии с заданной программой;
-	автоматические межпланетные станции, применяемые для дистанционного или контактного исследования объектов Солнечной системы;
-	пилотируемые или автоматические космические корабли, используемые для доставки грузов и людей, на околоземную орбиту (в будущем и на орбиты других планет) и их возвращения;
-	пилотируемые орбитальные станции - аппараты, предназначенные для долговременного пребывания и работы людей на околопланетных орбитах;
-	орбитальные аппараты - беспилотные аппараты для исследования планеты с орбиты искусственного спутника этой планеты;
-	спускаемые аппараты (СА), предназначенные для доставки людей и/или аппаратуры (исследовательских лабораторий) с околопланетной орбиты или межпланетной траектории с мягкой посадкой на поверхность планеты;
-	планетоходы - автоматические лабораторные комплексы или транспортные средства, предназначенные для перемещения по поверхностям планет и других небесных тел;
-	ударные зонды, сбрасываемые с автоматических межпланетных станций на поверхности планет, их спутников, астероидов и ядер комет.
Значительное место в этом многообразии КЛА занимают автоматические, т.е. непилотируемые, межпланетные станции.
Автоматические межпланетные станции (АМС) обычно предназначаются для выполнения комплекса научно-исследовательских задач. Типичными объектами для исследований являются другие планеты, их естественные спутники, астероиды, кометы и другие тела Солнечной системы. При этом обычно производится фотографирование, сканирование рельефа, измеряются текущие параметры магнитного поля, радиации, температуры; химический состав атмосферы планеты, грунта и космического пространства вблизи планеты; проверяются сейсмические характеристики планеты, проводятся попытки обнаружения метана и воды - условия возможности биологической жизни в прошлом, настоящем или будущем этой планеты и др.
14
1-1
Маневры АМС во время межпланетного перелета и подготовки к отделению от неё отправляемых на поверхность планеты СА осуществляются с помощью маршевых ракетных двигателей.
Каждый КЛА, как правило, содержит силовую конструкцию и размещенную на ней бортовую целевую аппаратуру, обеспечивающую выполнение поставленной перед аппаратом задачи. Для обеспечения длительного функционирования в условиях космического пространства аппарат оснащен целым рядом служебных систем.
К основным служебным системам КЛА относятся {Космические аппараты, 1983): - система энергоснабжения (СЭС), в которой в качестве источника электроэнергии обычно используется связка из солнечных батарей и химических аккумуляторов, реже используются такие источники, как топливные элементы, радиоизотопные батареи, ядерные реакторы, одноразовые гальванические элементы;
-	система обеспечения теплового режима (СОТР), которая поддерживает баланс между получаемой КЛА тепловой энергией и её отдачей, т.е. перераспределяет тепловую энергию между элементами конструкции аппарата;
-	система управления (СУ) осуществляет управление двигательной установкой КЛА с целью обеспечения его ориентации, стабилизации и выполнения манёвров. Обычно СУ имеет связи с целевой аппаратурой, другими служебными системами и подсистемами с целью контроля и управления их состоянием;
-	система телеметрического контроля, предназначенная для обеспечения контроля состояния и правильности функционирования систем КЛА;
-	двигательная установка (ДУ), позволяющая менять скорость и направление движения КЛА. Обычно в качестве ДУ используется химический ракетный двигатель, но могут быть применены и электрические, ионные, ядерные и другие двигатели, а также солнечный парус;
-	система связи (обычно - система радиосвязи, СРС) с наземным комплексом управления для обеспечения контроля состояния КЛА, управления, передачи телеметрической информации с целевой аппаратуры.
Кроме того, в зависимости от класса КЛА снабжаются системами: аварийного спасения, жизнеобеспечения, бортового радиокомплекса, отделения от носителя, разделения и стыковки элементов аппарата, посадки и др.
В общем случае в полёте КЛА выделяются участки: выведения, орбитального полёта и посадки. На участке выведения аппарат должен приобрести необходимую космическую скорость в заданном направлении. Орбитальный участок характеризуется инерциальным движением КЛА в соответствии с законами небесной механики. Посадочный участок призван погасить скорость спускаемого на поверхность планеты аппарата до допустимой посадочной скорости.
Средствами доставки ИСЗ на околоземные орбиты с различными их параметрами служат ракеты-носители, разгонные блоки и, в некоторых случаях, самолёты.
Запуск КЛА в космос осуществляется с космодромов.
Космодром - это территория, на которой размещается комплекс сооружений, предназначенный для запуска КЛА в космос. Запуск может осуществляться практически с любой точки земной поверхности с соответствующим рельефом местности. Наиболее выгодное положение космодрома - на экваторе, чтобы стартующий носитель мог наиболее полно использовать энергию вращения Земли (линейную скорость суточного вращения точки старта с космодрома). При этом PH при запуске с экватора может сэкономить около 10% топлива по сравнению с ракетой, стартующей с кос
15
1-1
модрома, находящегося в средних широтах. Соответственно, этот носитель может вывести на орбиту большую полезную нагрузку.
Запуск ракетой-носителем КЛА с космодрома на земной поверхности осуществляется по траектории, содержащей участок вертикального взлёта PH, переходящий в криволинейный участок. Эти участки лежат в одной плоскости, называемой плоскостью запуска. Далее в зависимости от задачи, поставленной перед КЛА, аппарат может быть оставлен на орбите ИСЗ или в качестве АМС направлен на траекторию полёта к соответствующей планете.
Положение плоскости орбиты ИСЗ относительно экваториальной плоскости Земли определяется её наклонением.
Наклонение орбиты ИСЗ - это угол i наклона плоскости запуска носителя с КЛА к экваториальной плоскости Земли. В общем случае наклонение орбиты КЛА, запускаемого с поверхности Земли в сторону прямого движения, лежит в диапазоне 0°</<90°. Экваториальная орбита реализуется, когда угол i выбран равным 0°, а полярная - когда z=90°. С экватора возможен запуск с любым наклонением орбиты без проведения последующего маневра КЛА.
Для того чтобы КЛА был выведен на орбиту ИСЗ или на траекторию перелёта АМС от Земли к выбранному небесному телу, аппарату необходимо сообщить соответствующее значение космической скорости.
Космическая скорость - это минимальная начальная скорость, которую необходимо придать объекту, стартующему с поверхности небесного тела, в предположении отсутствия атмосферы, чтобы вывести его в космос. В зависимости от области космического пространства, в которую направляется КЛА, существуют несколько определений и значений космической скорости: первая космическая скорость - vb вторая - у2> третья - v3 и четвёртая - v4 (Жаков А.М., 1977; Тарасов Е.В., 1977).
Чтобы КЛА стал спутником Земли или другого небесного тела (т.е. стал вращаться по круговой орбите вокруг тела на нулевой или пренебрежимо малой высоте от поверхности планеты по отношению к её радиусу), ему нужно сообщить первую космическую скорость V].
Чтобы КЛА преодолел гравитационное притяжение небесного тела (для ИСЗ -притяжение Земли), ему нужно сообщить вторую космическую скорость v2. При этом аппарат будет удаляться от небесного тела по параболической траектории. Вторая космическая скорость (скорость убегания) обычно определяется в предположении отсутствия каких-либо других небесных тел (например, для Луны скорость убегания равна 2,4 км/с, несмотря на то, что в действительности для удаления тела на бесконечность с поверхности Луны необходимо преодолеть притяжение Земли, Солнца и Галактики).
При запуске КЛА с планеты Солнечной системы с третьей космической скоростью Уз аппарат покинет эту систему, преодолев притяжение Солнца.
Наконец, чтобы КЛА покинул нашу Галактику, ему необходимо придать минимальную начальную скорость, соответствующую четвёртой космической скорости v4.
Третья и четвёртая космические скорости в настоящее время используются довольно редко. При этом значение скорости v4 неодинаково в различных точках галактики. По оценкам, в районе нашего Солнца четвёртая космическая скорость составляет около 550 км/с.
Определим минимальное значение первой космической скорости, обусловливающей движение КЛА по круговой орбите вокруг планеты. При этом движении в инер
16
1-1
циальной системе отсчёта на КЛА будет действовать только одна сила - центростремительная сила тяготения планеты, направленная к её центру, а скорость будет постоянной и направленной по касательной к поверхности планеты.
Тогда уравнение второго закона Ньютона для КЛА, движущегося по орбите вокруг планеты, можно записать в виде
Мт
1	(Ro+H)2
Здесь т - масса КЛА; а - его центростремительное ускорение; у - гравитационная постоянная; М- масса планеты; 7?0 - радиус планеты; Н- высота КЛА над поверхностью планеты.	2
Учитывая, что при равномерном движении по кругу а	? выражение для
(Rn+H)
определения первой космической скорости приобретает вид
(1-1)
(1-2)
/ М
Подставляя численные значения для орбиты, расположенной вблизи поверхности Земли (у=6,67-10" м3/(кг-с2), /И=5,97-1024 кг, Я0=6371 км, Я~0 км), для первой космической скорости получаем Vi = 7,906 км/с.
С увеличением высоты Н круговой орбиты, как это следует из (1.2), первая космическая скорость уменьшается. Так, на высоте 100 км над поверхностью Земли она равна 7,844 км/с, на высоте 300 км - 7,726 км/с.
Запуск КЛА с точным значением второй космической скорости для данного небесного тела выводит аппарат на параболическую траекторию относительно этого тела. Если аппарат запущен вертикально вверх со второй космической и более высокой скоростью, он никогда не остановится и не начнёт падать. При этом траектория КЛА перестает быть параболой и становится гиперболой, если ему придать чуть большую скорость, чем вторая космическая г2.
Формула для вычисления второй космической скорости для выбранной планеты может быть выведена с помощью закона сохранения энергии. Для этого удобно задачу обратить, т.е. найти, какую скорость получит аппарат на поверхности планеты, если будет падать на неё из бесконечности. Именно эту скорость надо придать условному КЛА на поверхности планеты, чтобы вывести его за пределы её гравитационного влияния (в бесконечность).
Записывается закон сохранения энергии в следующем виде:
mvl тМ
—- - У-------= о,
2	г Ао+Я
где слева стоят кинетическая и потенциальная энергия условного КЛА на поверхности планеты. При этом потенциальная энергия взята со знаком минус, так как точка отсчета взята на бесконечности. В правой части равенства стоит то же, но на бесконечности (энергия покоящегося КЛА на границе гравитационного влияния равна нулю). Здесь т - масса КЛА; М- масса планеты; 7?0 - радиус планеты; Н- расстояние от основания КЛА до его центра масс, т.е. высота центра масс над поверхностью планеты; у - гравитационная постоянная планеты, v2 - вторая космическая скорость.
Из уравнения (1.3) вытекает формула для вычисления второй космической скорости, для любого небесного тела:
(1-3)
17
1-1
L/и	Z1
v2=V2v^-	(L4)
’ IX.Q I Г1
Между первой и второй космическими скоростями существует простое соотношение:
у2=<2у1.	(1.5)
Вторая космическая скорость также определяется массой и радиусом небесного тела, поэтому она своя для каждой планеты и является её характеристикой. Для Земли вторая космическая скорость равна 11,2 км/с. Тело, имеющее около Земли такую скорость, покидает окрестности Земли и становится спутником Солнца.
Если скорость КЛА направлена горизонтально и при этом больше первой космической скорости, но меньше второй космической, то орбита его представляет собой эллипс.
В таблице 1.1 приведены численные значения первой Vi и второй у2 космической скорости для всех планет Солнечной системы, Солнца и Луны.
Таблица 1.1. Значения первой Vi и второй v2 космической скорости
небесное тело	масса по отношению к массе Земли	радиус по отношению к радиусу Земли	V|, км/с	г2, км/с
Луна	0,0123	0,27	1,680	2,4
Меркурий	0,055	0,38	3,05	4,3
Марс	0,108	0,523	3,546	5,0
Венера	0,82	0,967	7,356	10,2
Земля	1	1	7,91	11,2
Уран	14,5	3,72	15,6	22,0
Нептун	17,5	3,38	16,7	24,0
Сатурн	95,3	9,03	25	36,0
Юпитер	318,3	10,97	43	61,0
Солнце	333000	109,048	436,7	617,7
Третья космическая скорость - это минимальная скорость, которую необходимо придать находящемуся вблизи поверхности Земли телу, чтобы оно могло преодолеть гравитационное притяжение Земли и Солнца и покинуть пределы Солнечной системы.
Для расчёта третьей космической скорости v3 можно воспользоваться формулой
V3 =л/(л/Т-1)2У2+^ ,	(1.6)
где г - орбитальная скорость планеты; v2 - вторая космическая скорость планеты.
Подставляя численные значения (для Земли v = 29,783 км/с; v2 = 11,182 км/с), найдем минимальное значение третьей космической скорости для запуска с поверхности Земли: у3 = 16,65 км/с.
18
1-2
^РЕЗУЛЬТАТЫ, ДОСТИГНУТЫЕ В КОСМОНАВТИКЕ И ИССЛЕДОВАНИИ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ
Дошедшие до нас древнейшие источники письменности свидетельствуют о попытках человека понять и объяснить видимую звёздную картину небесной сферы и наблюдаемые смещения, как отдельных светящихся на ней объектов, так и перемещение по небосклону компактных групп этих объектов.
Со временем появились первые попытки определить место своего нахождения во Вселенной и получить представление о строении окружающего Землю пространства. Первой естественнонаучной революцией, преобразовавшей древнейшую астрономию, космологию и физику, было создание учения о геоцентрической системе мира, согласно которой считалось, что в центре мироздания находится неподвижная Земля, вокруг которой вращаются Солнце, Луна, планеты и звёзды. Начало этой теории положил древнегреческий ученый Анаксимандр (610-547 д.н.э.). Он создал в VI в. д.н.э. довольно стройную систему кольцевых мироустроений. Затем, лишь спустя 250 лет, в IV в. д.н.э., величайший ученый и философ древности Аристотель (384-322 д.н.э.) разработал геоцентрическую систему. Затем, почти через 500 лет, эта система была математически обоснована великим астрономом и математиком Древней Греции Клавдием Птолемеем (87-165).
Ещё приблизительно через 1350 лет, в середине XVI века, польский астроном Николай Коперник (1473-1543) опровергает представление о том, что Земля - это центр Вселенной, и обосновывает представление о движении планет вокруг Солнца. Такую модель Солнечной системы назвали гелиоцентрической. Коперник разрабатывает теорию движения планет вокруг Солнца на основании пифагорейского принципа равномерных круговых движений. Результаты своих трудов он обнародовал в книге «О вращениях небесных сфер» в 1543 году.
Идея космических путешествий возникла после появления теории гелиоцентрической системы мира, когда стало ясно, что планеты - это объекты, подобные Земле, и таким образом, человек в принципе мог бы посетить их.
В XVII веке Иоганн Кеплер (1571-1630), немецкий математик, астроном, механик и оптик, открывает закон движения планет Солнечной системы, а Исаак Ньютон (1642-1727), английский математик, механик, астроном и физик, формулирует закон всемирного притяжения.
После того, как Галилео Галилей (1564-1642), итальянский физик, механик и астроном в 1609 году изобрел телескоп, стало возможным дистанционное изучение физических характеристик космических тел, входящих в состав Солнечной системы. Сам Галилей, наблюдая за солнечными пятнами, впервые открыл вращение Солнца вокруг своей оси; установил, что поверхность Луны не гладкая, как полагал Аристотель, а имеет, как и Земля, горы и впадины; открыл четыре спутника Юпитера; наблюдая смену фаз Венеры, доказал, что Венера обращается вокруг Солнца.
Более успешные астрономические наблюдения Венеры сделал 6 июня 1761 года первый русский ученый-естествоиспытатель Михаил Васильевич Ломоносов (1711-1765). Наблюдая с помощью подзорной трубы с закопченным стеклом за прохождением диска планеты по диску Солнца, он смог «узреть» атмосферу Венеры, когда солнечные лучи проходили из менее плотной оптической среды (безвоздушного пространства) в более плотную. В результате этих наблюдений Ломоносов пришел к однозначному выводу: «Планета Венера окружена знатною воздушною
19
1-2
атмосферою, таковою (лишь бы не большею), какова обливается около нашего шара земного» и даже сделал предположение о возможности существования жизни на планете. Ломоносов значительно опередил европейцев: только через 30 лет немец И. Шретер и англичанин У. Гершель смогли вторично обнаружить атмосферу Венеры.
Теоретические основы космонавтики были заложены И. Ньютоном в работе «Математические начала натуральной философии» (1687). Существенный вклад в теорию расчёта движения тел в космическом пространстве внесли также Леонард Эйлер (1707-1783) - швейцарский, немецкий и российский математик и механик и французский математик, астроном и механик Жозе Луи Лагранж (1736-1813).
Первая попытка сделать шаг вперед в практическом освоении космоса была совершена русским изобретателем и революционером Н.И. Кибальчичем (1853-1881). Незадолго до казни он, находясь в тюремной камере, 24 марта 1881 года рисует чертежи нового вида летательных аппаратов типа ракета, в которых для управления вектором тяги предлагает использовать качающуюся камеру сгорания. Такой летательный аппарат теоретически способен полететь в космос и совершать космические перелёты. Однако тогда на эти чертежи никто не обратил должного внимания и в Академию Наук Российской империи они так и не попали. А мир о них узнал спустя почти 40 лет, в 1918 году, после публикации в журнале по истории освободительного движения в России «Былое» {Меркулов И.А., 1958).
В последующее столетие усилия учёных были направлены на более тщательное и подробное дистанционное исследование физики планет и теоретическое обоснование результатов этих исследований, а писателям-фантастам были отданы права на поиск мнимых путей реализации полётов в космос и посещения планет (Жюль Верн, Фрэнсис Годвин, Герберт Уэллс и др.).
Одним из таких фантастов и мечтателей был русский и советский учёный-самоучка, школьный учитель и изобретатель Константин Эдуардович Циолковский (1857-1935), понимавший что «Планета (Земля) есть колыбель разума, но нельзя же вечно жить в колыбели...» и что «...человечество не останется вечно на Земле, но в погоне за светом и пространством сначала робко проникнет за пределы атмосферы, а затем завоюет себе все околосолнечное пространство» {Циолковский К.Э., 1967). Циолковский явился основоположником теоретической космонавтики. Он обосновал применение ракет для полётов в космос, пришёл к выводу о необходимости использования «ракетных поездов» - прототипов ракет многоступенчатых. Основные научные труды К.Э. Циолковского относятся к аэронавтике, ра-кетодинамике и космонавтике.
Основу ракетостроения заложили также в своих трудах в начале XX века немецкий ученый и инженер в области космонавтики и ракетостроения Герман Оберт (1894-1989) и американский учёный, Роберт Годдард (1882-1945).
В 30-40-х годах активной разработкой ракет занимались в СССР и Германии. В СССР исследовательские работы вела Группа изучения реактивного движения (ГИРД) в Москве. Руководителем бригады «Конструкции летательных аппаратов» в ГИРД был Сергей Павлович Королев (1907-1966) будущий Главный конструктор СССР. В Ленинграде вопросами проектирования ракет занималась Газодинамическая лаборатория. В 1933 году на базе этих лабораторий создается Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ).
20
1-2
В Германии подобные работы вело Немецкое Общество межпланетных сообщений. 14.03.1931 Йоханнес Винклер осуществил первый в Европе удачный запуск жидкостной ракеты. С декабря 1932 года разработку ракетных двигателей начал Вернер фон Браун (1912-1977).
Спустя почти четверть века в СССР первую тропинку протяжённостью 1440 витков (около 60 млн км) в космосе прокладывает созданный гением Главного конструктора СССР С.П. Королёва и советских учёных М.В. Келдыша, М.К. Тихонравова, Н.С. Лидоренко и других «Спутник-1» - первый ИСЗ. Этот путь был начат в пятницу 4 октября 1957 года спустя 314,5 секунд после старта в 22:28:34 по московскому времени (19:28:34 по Гринвичу). Именно в этот момент ИСЗ был отделен от центрального блока ракеты весом 7,5 тонн и отправлен в космическое путешествие по эллиптической орбите (апогей - 947, перигей - 288 км). Первопроходец космоса сразу же подал свой голос: «Бип! Бип! Бип!» На полигоне эти позывные ловили в течение двух минут, пока спутник не ушёл за горизонт. Люди на космодроме выбежали на улицу, кричали «Ура!», качали конструкторов и военных. И уже на первом витке прозвучало сообщение ТАСС: «В результате большой напряжённой работы научно-исследовательских институтов и конструкторских бюро создан первый в мире искусственный спутник Земли». Масса ИСЗ была равна 83,6 кг, форма - в виде сферы диаметром 58 см с двумя парами антенн длиной по 2,4 и 2,9 м.
Дата запуска первого ИСЗ ознаменовала начало космической эры.
Замечательно прокомментировал это грандиозное событие американский писатель-фантаст Рэй Бредбери (1920-2012): «В ту ночь, когда Спутник впервые прочертил небо, я глядел вверх и думал о предопределённости будущего. Ведь тот маленький огонёк, стремительно двигающийся от края и до края неба, был будущим всего человечества. Тот огонёк сделал человечество бессмертным. Земля всё равно не могла бы оставаться нашим пристанищем вечно, потому что однажды её может ожидать смерть от холода или перегрева. Человечеству было предписано стать бессмертным, и тот огонёк в небе надо мной был первым бликом бессмертия. Я благословил русских за их дерзания...»
Труден был путь в космос первопроходца, из четырех запусков PH - три неудачных пуска, а один отложенный.
Первая ракета, Р-7 № Ml-5, стартовала 15 мая 1957 года в 1900, но на 98-й секунде полёта из-за сбоя в работе одного из боковых двигателей (пожар в результате разгерметизации топливной коммуникации высокого давления) автоматически отключились все двигатели, и ракета упала в 300 км от старта.
Вторая ракета, Р-7 № 6Л, была подготовлена с учётом полученного опыта, однако запустить её не удалось - 10-11 июня делались многократные попытки пуска, но в последние секунды срабатывала защитная автоматика. Выяснилось, что причиной были неправильная установка клапана азотной продувки и замерзание главного кислородного клапана.
Пуск третьей ракеты, Р-7 № Ml-7, 12 июля снова прошёл неудачно, она пролетела всего 7 километров. Причиной на этот раз стало замыкание на корпус в одном из приборов системы управления, в результате чего прошла ложная команда на рулевые двигатели, ракета значительно отклонилась от курса и была автоматически ликвидирована.
Наконец, 21 августа был осуществлен успешный запуск - ракета Р-7 № 8Л нормально прошла весь активный участок полёта и достигла заданного района - полиго
21
1-2
на на Камчатке. Советское правительство на весь мир объявило о создании в СССР баллистической межконтинентальной ракеты. После ещё одного поверочного пуска ракеты Р-7 на Камчатку С.П. Королёв вплотную занялся подготовкой к космическому запуску первого простейшего спутника ПС-1.
Проектирование спутника ПС-1 началось в ноябре 1956 года. В начале сентября 1957 он прошёл окончательные испытания на вибростенде и в термокамере. 22 сентября в Тюра-Там (Байконур) прибыла ракета Р-7 № 8К71 ПС (изделие М1 -ПС «Союз»).
2 октября Королёв был подписал приказ о лётных испытаниях ПС-1 и направил в Москву уведомление о готовности. Ответных указаний не пришло, и Главный конструктор СССР самостоятельно принял решение о постановке ракеты со спутником на стартовую позицию и запуске.
Спутник летал 92 дня, до 4 января 1958 года, совершив 1440 оборотов вокруг Земли, период обращения - 96,7 мин, а его радиопередатчики работали в течение двух недель после старта. Из-за трения в верхних разреженных слоях атмосферы спутник терял скорость, вошёл в плотные слои атмосферы и сгорел.
Рисунок 1.1. Первый космический корабль на чсртёже Циолковского (1883) и первый советский искусственный спутник Земли
Первый запуск ИСЗ имел большое политическое значение. Полет светящейся точки по небосклону выходили смотреть люди всего мира, а излучаемый им сигнал мог услышать любой радиолюбитель в любой точке земного шара. В США запуск первого спутника «Эксплорер-1» был осуществлён командой Вернера фон Брауна только 1 февраля 1958 года.
Приведенный рисунок 1.1 иллюстрирует форму космического аппарата в представлении Циолковского в 1883 г. и общий вид первого ИСЗ «Спутник-1».
Спустя всего лишь месяц после запуска первого советского спутника, 3 ноября 1957 года, на орбиту выводится второй отечественный космический аппарат. Его уникальность заключалась в том, что впервые в космос было отправлено живое существо - собака по кличке Лайка.
Не прошло и четырех лет после запуска первого пролёта ИСЗ, как 12 апреля 1961 года осуществляется путешествие по космосу на космическом корабле «Восток-1» гражданина СССР первого космонавта - Юрия Алексеевича Гагарина (1934-1968). Это грандиозное событие стало первой вехой развития пилотируемой космонавтики.
22
1-2
Следующее выдающееся событие в области космонавтики - высадка человека на Луну - состоялось спустя восемь лет, 21 июля 1969 года. Американский астронавт Нил Армстронг (1930-2012) сделал первый шаг по поверхности естественного спутника Земли со словами: «Это маленький шаг для одного человека, но огромный скачок для всего человечества».
Вслед за этим последовала довольно частая отправка в космическое путешествие техники, создаваемой в СССР и США, а затем - и другими странами. Всего после запуска первого ИСЗ для исследования Солнечной системы вплоть до 2017 года было запущено 284 космических аппарата. Из них 275 составляют как пилотируемые к Луне, так и автоматические межпланетные станции. В таблице 1.2 приведены даты запуска основных АМС, первыми успешно выполнивших поставленные перед ними задачи в заданные сроки (Маров М.Я., Хантресс У.Т,2$\У).
Таблица 1.2. АМС, выполнившие задачи, относящиеся к категории «Впервые»
страна	АМС	дата запуска	выполненная задача, дата
СССР	Луна-2	9.09.1959	первый аппарат, достигший Луны 12.09.1959
СССР	Луна-3	4.10.1959	первый облёт Луны и первая съёмка обратной стороны Луны 7.10.1959
США	Маринер-2	27.08.1962	первое исследование Венеры с пролётной траектории в декабре 1962
США	Маринер-4	28.11.1964	первое исследование Марса с пролётной траектории, первые снимки другой планеты с близкого расстояния 14.07.1965
СССР	Венера-3	16.11.1965	первый аппарат, достигший поверхности другой планеты (Венеры) 1.03.1966
СССР	Луна-9	31.01.1966	первая мягкая посадка на Луну, первые снимки поверхности Луны вблизи места посадки 3.02.1966
СССР	Венера-4	12.06.1967	первая доставка спускаемого аппарата в атмосферу Венеры, первые прямые измерения температуры, плотности, давления и состава атмосферы Венеры 18.10.1967
СССР	Зонд-5	15.09.1968	облёт Луны 18.09.1968 и первый возврат на Землю АМС с черепахой и микроорганизмами 21.09.1968
США	Аполлон-8	21.12.1968	первый пилотируемый облёт Луны 24.12.1968 и возвращение на Землю 27.12.1968
США	Аполлон-11	16.07.1969	первая пилотируемая посадка на Луну 20.07 и первая доставка на Землю экипажем образцов лунного грунта 24.07.1968
23
1-2
страна	АМС	дата запуска	выполненная задача, дата
СССР	Венера-7	17.08.1970	первая мягкая посадка на Венеру 15.12.1970
СССР	Луна-16	12.09.1970	первая доставка на Землю образцов лунного грунта с помощью АМС 24.09.1970
СССР	Луна-17	10.11.1970	первый планетоход Луноход-1 на Луне работал с 17.11.1970 по 14.09.1971
США	Маринер-9	30.05.1971	первый искусственный спутник Марса с 14.11.1971 (периапсис 1387-1650 км)
СССР	Марс-2	19.05.1971	первый спускаемый аппарат, достигший поверхности Марса 27.11.1971
СССР	Марс-3	28.05.1971	первая мягкая посадка АМС на Марс 02.12.1971
США	Пионер-10	3.03.1972	первый пролёт вблизи Юпитера 4.12.1973
СССР	Марс-6	5.08.1973	первые прямые измерения состава, давления и температуры атмосферы Марса во время снижения спускаемого аппарата на парашюте 12.03.1974
США	Маринер-10	4.11.1973	первый облёт Меркурия 16.03.1975
США	Пионер-11	6.04. 1973	первый пролёт вблизи Сатурна 1.09.1979
СССР	Венера-9	8.06.1975	первый искусственный спутник Венеры и спуск посадочного модуля. Первые снимки с поверхности Венеры 22.10.1975
США	Викинг-1	20.08.1975	первая работающая АМС на Марсе с 20.07.1975 по 01.02.1980 гг. Первые снимки, переданные с поверхности Марса, и непосредственные исследования атмосферы и грунта. Первые эксперименты по поиску жизни на Марсе
США	Гелиос-В	15.01.1976	аппарат, достигший рекордного сближения с Солнцем (0,29 а.е.)
США	Вояджер-2	20.08 1977	первый пролёт вблизи Урана (январь 1986)
США	Вояджер-2	20.08 1977	первый пролёт вблизи Нептуна (август 1989)
США	Вояджер-1	5.09.1977	первый, покинувший Солнечную систему, и наиболее удалённый от Земли рукотворный объект (к 2016 г. свыше 135 а.е.)
США, Европа	ISEE-3	12.08.1978	первый пролет через хвост кометы Джакобини-Циннера (11.09.1985) и кометы Галлея (март 1986 г. - 28 млн км от ядра)
СССР	Вега-1	15.12.1984	первый аэростатный зонд в атмосфере Венеры и посадка АМС 11.06.1985. Облёт и первые сниски кометы Галлея 4.03.1986
24
1-2
страна	АМС	дата запуска	выполненная задача, дата
США	Галилео	18.10.1989	первый облёт астероида. Первое открытие спутника астероида. Первый спуск зонда в атмосферу Юпитера 7.12.1995. Первый искусственный спутник Юпитера, с 8.12.1995 по 21.09.2003 (35 витков)
США	NEAR Shoemaker	17.02.1996	первый облёт сближающегося с Землёй астероида Эрос. Первый его искусственный спутник на орбитах 327x450 км, круговых 100 км и 50 км. Первая посадка на астероид 12.02.2001
США	Mars Pathfinder	4.12.1996	первый планетоход на Марсе посажен 4.07.1997
США, Европа	Кассини-Г юйгенс	15.10.1997	первый искусственный спутник Сатурна (1.07.2004). Первая посадка АМС на его спутник Титан 14.01.2005
США	Стардаст	7.02.1999	первая доставка на Землю образцов вещества хвоста кометы (вернулся 15.01.2006)
США	Genesis	8.08.2001	первая доставка на Землю образцов солнечного ветра 8.09.2004
Япония	Хаябуса (Muses-C)	9.09.2003	первая доставка на Землю образцов грунта астероида 13.06.2010
Европа	Розетта	2.03.2004	первый искусственный спутник кометы и первая посадка спускаемого аппарата «Филы» на комету 12.11.2014
США	Феникс	4.08.2007	первая АМС в полярном районе Марса 25.05.2008
Суммируя достижения человечества в освоении космического пространства и в области исследовании Солнечной системы, можно отметить, что к 2017 году:
-	на поверхность Луны доставлено 77 искусственных объектов (автоматические КЛА, предназначенные для достижения лунной поверхности, сведённые с орбиты автоматические искусственные спутники Луны, посадочные ступени пилотируемых кораблей и взлётные ступени пилотируемых кораблей, отработанные ступени ракет-носителей). Общая масса этих объектов - около 180 тонн, не считая оставленного пилотируемыми экспедициями некрупного оборудования и инструментов, пакетов с мусором, вымпелов, флагов и т.п.;
-	на поверхность Венеры доставлено 19 автоматических посадочных аппаратов суммарной массой около 22 тонн;
-	на поверхность Марса доставлено 13 искусственных объектов общей массой 7 тонн.
25
1-2
Рисунок 1.2. График мировых запусков всех КА и АМС с поверхности Земли (верхней линией обозначено общее число запусков, средней - успешных, нижней - неуспешных)
Кроме того, четыре КЛА («Пионер-10 и -11», «Вояджер-1 и -2») выведены за пределы Солнечной системы, по одному аппарату - на орбиту искусственных спутников Юпитера и Сатурна. Одна АМС спущена на поверхность Титана - спутника Сатурна, по одной АМС посажено на поверхности двух астероидов и одной кометы. На поверхность Юпитера и ядро кометы доставлено по одному ударному зонду.
Общее же количество КЛА (КА и АМС), выведенных на различные орбиты ИСЗ и траектории межпланетных перелетов за 60 лет мировой космической деятельности - более 5,5 тысяч.
Все запущенные за пределы земной атмосферы КЛА и приобретшие первую космическую скорость на выбранной высоте функционирования и направленную горизонтально (по касательной к поверхности Земли), будут двигаться по круговой орбите ИСЗ.
Если скорость аппарата будет направлена горизонтально и при этом превышать первую космическую скорость, но быть меньше второй космической, то ИСЗ окажется на эллиптической орбите.
Автоматические межпланетные станции, достигшие второй космической скорости, будут двигаться уже по разомкнутой параболической орбите, а АМС, разогнанные до третьей космической скорости, покинут пределы Солнечной системы по гиперболической орбите.
Здесь уместно заметить, что столь интенсивное заселение околоземного космического пространства техногенными объектами вызывает риск столкновения вновь запускаемых аппаратов с уже находящимися в космосе.
Сегодня в районе низких орбит вплоть до высот 2000 км находится, по разным оценкам, порядка 220 тыс. техногенных объектов общей массой до 5 тыс. тонн. На основе статистических оценок делаются выводы, что общее число объектов поперечником более 1 см в этом пространстве достаточно неопределенно и может достигать
26
1-2
Рисунок 1.3. Компьютерная модель распределения техногенных объектов в космосе.
Согласно описанию NASA, 95% из них являются космическим мусором
60-100 тысяч. Лишь небольшая их часть около - 10% (Вениаминов С., 2012; Чёрный И., 2014) отслеживается и внесена в каталоги с помощью наземных радиолокационных и оптических средств. При этом около 6% отслеживаемых объектов - действующие, около 22% прекратили функционирование, 17% представляют собой отработанные верхние ступени и разгонные блоки ракет-носителей, и около 55% - отходы, технологические элементы, сопутствующие запускам, и обломки, возникающие от преднамеренных разрушений, запланированной фрагментации и при случайных столкновениях аппаратов. Примером случайного столкновения может служить первый случай столкновения искусственных спутников Космос-2251 (Россия) и Iridium 33 (США). В результате оба спутника полностью разрушились, образовав свыше 600 обломков.
На рисунке 1.3 представлена компьютерная модель распределения техногенных объектов в ближнем космосе, демонстрирующая загруженность околоземного пространства космическим мусором. Это свидетельствует о возможности столкновения с отработавшими ресурс КЛА не только ещё функционирующих аппаратахов, но и АМС, выходящих на траектории межпланетных перелетов.
Приведенная информация свидетельствует о порождении новой, более сложной по отношению к уже успешно освоенной проблеме запуска КЛА в космос. Этой проблемой является необходимость разработки технологии очистки космоса от космического мусора и разработки соответствующих способов и средств.
27
1-3
ПИО ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМАХ КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И ПРИНЦИПАХ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СИСТЕМ ИХ ОБЕСПЕЧЕНИЯ
Полет космических летательных аппаратов в космосе происходит в сложных внешних условиях, вызываемых воздействием факторов космического пространства (ФКП):
-	вакуума или сильно разреженной среды;
-	чрезвычайно низкой температуры (космоса - 4К, Вселенной - 2,7К);
-	вакуумного ультрафиолета;
-	атомарного кислорода;
-	солнечного излучения;
-	собственного теплового излучения планет;
-	отраженного планетами солнечного излучения;
-	радиации и др.
Такой параметр ФКП, как радиация, если не предусмотреть соответствующую защиту, может разрушить элементы микроэлектроники приборного оснащения КЛА, вызвать сбои в её работе, а также оказать вредное влияние на живые организмы.
Воздействие вакуумного ультрафиолета, атомарного кислорода и радиации изменяет оптические свойства поверхности КЛА или теплоизоляционного материала, покрывающего открытые участки поверхности КЛА, что приводит к нарушению его расчетного теплового баланса и теплового режима.
Тепловое излучение Солнца, отраженное и собственное излучение планет, низкая температура космического пространства приводят к резкому изменению температуры поверхности КЛА в широком диапазоне в зависимости от того, освещена эта поверхность источником излучения или находится в тени. Так, например, температура элемента КЛА при околоземных полетах может изменяться в пределах от -150 до + 150°С. Аппаратура же, установленная на борту КЛА, в большинстве своем работает в диапазоне температур от -10 до +40°С, а для оптических приборов требуется еще более узкий интервал температур. Это свидетельствует о необходимости оснащать КЛА служебной системой, обеспечивающей управляемое поддержание требуемого теплового режима.
Тепловой режим КЛА - это состояние температурного поля конструкции аппарата в каждый момент времени его функционирования. Изменение температурного поля КЛА обусловливается влиянием как внешних условий, изменяющихся в зависимости от положения и ориентации аппарата в пространстве и расстояния до источников излучения, так и «внутренних» тепловыделений при изменении мощности бортовых источников тепла КЛА в соответствии с циклограммой выполнения программы работы аппаратуры и оборудования КЛА в продолжение всего полета.
Под служебной системой обеспечения теплового режима понимается совокупность бортовых устройств и элементов конструкции КЛА, предназначенных для обеспечения требуемого теплового состояния.
СОТР наряду с другими служебными системами КЛА является одной из важнейших систем обеспечения жизненного цикла космического аппарата.
Задачей СОТР является поддержание в течение всего назначенного срока существования КЛА температуры элементов его конструкции, приборов служебной и научной аппаратуры в диапазоне, обеспечивающем штатное, безаварийное их функ
28
1-3
ционирование и, соответственно, успешное решение поставленной перед аппаратом задачи. Решение этой задачи сводится к организации отвода выделяемого на борту КЛА тепла от его источников и поступающего от внешних источников излучения, перераспределения его по конструкции аппарата и сбросу излучением в космическую среду.
Особенностью СОТР следует признать тот факт, что ее элементами, кроме основных ее подсистем, агрегатов и узлов, следует считать всю совокупность точек конструкции КЛА. То есть коммуникациями СОТР, перераспределяющими тепло от элемента к элементу КЛА одним из способов теплообмена - теплопроводностью, излучением, теплоотдачей через газовую или жидкостную среду - служат все материальные точки КЛА. Поэтому любое повреждение конструкции КЛА неминуемо приводит к изменению его теплового режима.
В силу непрерывно меняющихся энергетических параметров внешних и «внутренних» источников тепла тепловой режим КЛА никогда практически не является стационарным.
Задачей проектирования СОТР КЛА является выбор её схемы, элементного состава, конструкционной, физической и тепловой взаимосвязи этих элементов, а также определение теплоэнергетических параметров системы, позволяющих обеспечивать необходимый тепловой режим в течение всего срока эксплуатации КЛА.
Одновременно с этим в процессе проектирования СОТР КЛА устанавливается порядок управления ее элементами, узлами и агрегатами, обеспечивающий надежное поддержание температурного состояния всех систем и составляющих узлов и элементов КЛА в требуемом диапазоне температур на всех этапах его эксплуатации. Например, для искусственного спутника Земли заданный тепловой режим должен обеспечиваться при проведении наземных электрических проверок и испытаний, хранении и транспортировке, отработке на техническом комплексе при подготовке к пуску, нахождении на старте, атмосферном участке полета и орбитальном функционировании.
Основными аналитическими и расчетно-теоретическими задачами проектирования СОТР КЛА являются:
-	анализ её конструктивно-компоновочного исполнения, назначения и условий функционирования проектируемого КЛА, исследование энергетических характеристик, баллистических параметров, режимов ориентации и циклограмм работы аппаратуры и оборудования КЛА;
-	изучение результатов расчётов, экспериментальной отработки и полётов предшествующих изделий-аналогов;
-	анализ существующих современных приемов и средств, применяемых для создания СОТР;
-	анализ массо-габаритных характеристик агрегатов КЛА, приборов служебного и научного назначения, режимов их работы и требований к диапазону допустимых рабочих температур;
-	выбор на основе проведенного анализа схемы и структуры СОТР;
-	осуществление математического моделирования теплового режима КЛА, проведение расчетного определения температурного состояния конструкции КЛА и всех его элементов, обеспечиваемого выбранной СОТР на всех режимах функционирования аппарата;
-	выбор и оптимизация параметров СОТР.
29
1-3
На заключительной стадии проектирования СОТР КЛА во время тепло-вакуумных испытаний (ТВИ) проводится проверка прогнозируемого в расчетах распределения температуры по конструкции КЛА, подтверждается нахождение каждого объекта из агрегатно-приборного оснащения КЛА в заданном требованиями диапазоне температур.
С проблемой разработки СОТР создатели КЛА столкнулись уже при реализации проектов первых ИСЗ, содержащих простейшие системы терморегулирования (СТР). По мере дальнейшего усложнения космической техники совершенствовались СТР и СОТР, расширялся ассортимент используемых в их составе средств, элементов, узлов и агрегатов, соответствующих текущему состоянию науки и техники - происходило эволюционное развитие схем и структур СОТР.
Начальной фазой создания СОТР является её проектирование, т.е. создание, преобразование и представление в принятой форме образа этой, еще не существующей, сложной системы.
Сложная система - это система, характеризуемая большим числом элементов и подсистем и, что наиболее важно, большим числом взаимосвязей их элементов. Сложность системы определяется также видом взаимосвязей элементов, свойствами целенаправленности, целостности, членимости (деление на подсистемы, группы), иерархичности (подчиненности низших звеньев системы высшим), многоаспектности.
Элемент - такая часть системы, представление о которой не целесообразно подвергать при проектировании дальнейшему членению.
Очевидно, что современные СОТР КЛА являются сложными в силу наличия перечисленных свойств и признаков, характеризующих сложность системы.
Проектирование сложных систем основано на применении идей и принципов, изложенных в ряде теорий и подходов. Наиболее общим является системный подход. Хотя принципы системного подхода очевидны и естественны, их соблюдение и реализация нередко сопряжены с определенными трудностями, обусловливаемыми особенностями проектирования. Специалисты нередко используют системный подход без обращения к пособиям по системному анализу. Однако интуитивный подход без знания и применения правил системного анализа может оказаться недостаточным для решения все более усложняющихся задач обеспечения теплового режима КЛА.
Основной общий принцип системного подхода при проектировании СОТР - в рассмотрение частей системы с учетом их взаимодействия (Тулин Д.В., Финченко В.С., 2014).
Системный подход включает в себя:
-	анализ конструкции КЛА и условий и программы функционирования;
-	выявление схемы и структуры СОТР;
-	формирование групп однотипных по температурным требованиям элементов оборудования КЛА:
-	типизацию связей между элементами СОТР;
-	определение свойств и признаков средств для построения СОТР;
-	анализ влияния внешней среды;
-	формирование модели СОТР, её исследование, оптимизацию структуры и функционирования.
СОТР КЛА представляет собой комплекс взаимосвязанных подсистем и элементов оборудования, а также инженерно-технических мероприятий, предназначенных для обеспечения соответствующих тепловых, скоростных и влажностных параме-
30
1-3
тров с целью поддержания заданных условий эксплуатации аппаратуры, элементов конструкции и оборудования на всех этапах эксплуатации КЛА {Мал оз ем о в В.В. и др., 1986; Малоземов В.В., Кудрявцева Н.С., 1995; Гущин В.Н., 2003).
СОТР, являясь одной из систем КЛА, наряду с агрегатами, устройствами и элементами, входящими в ее состав, функционально включает в себя и определенные свойства самого КЛА:
-	форму КЛА;
-	термические сопротивления элементов конструкции;
-	теплоемкости конструкции и оборудования;
-	режимы работы целевой аппаратуры и т.д.
Таким образом, в организации заданного теплового состояния КЛА участвует не только СОТР, но и все элементы КЛА: приборные отсеки, топливные баки, аппаратура, силовая конструкция, штанги выносных приборов и т.д.
Вышеперечисленное обуславливает тесную взаимосвязь между процессом проектирования и разработки КЛА и созданием его СОТР. Поэтому, несмотря на то, что объектом проектирования является СОТР, объектом общего анализа является тепловой режим объекта терморегулирования (космического аппарата или его фрагмента).
За более чем полувековую космическую деятельность НПО им. С.А. Лавочкина приобрело опыт проектирования КЛА трех основных типов их общей конструкции:
-	аппараты герметичного исполнения, когда вся аппаратура и оборудование размещены в замкнутом, заполненном газом объеме. Например, конструкция разработанных в НПО им. С.А. Лавочкина первых АМС серии «Марс» {Новая иллюстрированная энциклопедия, 2006), «Венера» {Новая иллюстрированная энциклопедия, 2006), подвижных лабораторий на поверхности Луны - «Луноход-1, -2» {Передвижная лаборатория..., 1971) и др. содержала герметичный отсек, в котором размещались основная масса выделяющих тепло служебных и научных приборов и вынесенные за пределы отсека радиаторы-излучатели. Избыточное тепло из отсеков этих аппаратов сбрасывалось радиаторами-излучателями в космос, переносимое замкнутым контуром с циркулирующим в нем под напором вентилятора нейтральным газом с обеспечением регулирования расхода газа. В некоторых случаях радиатором может служить только часть открытой поверхности теплоизолированного герметичного приборного отсека, как это выполнено в СОТР межорбитального буксира «Фрегат» {Луженков В.В., 2011; Луженков В.В., Игнатенко А.П., 2014). Основным достоинством СОТР этого типа является простота устройства, недостатками - необходимость обеспечения герметичности отсека в вакууме и условиях бомбардировки микрометеорами, повышенный вес КЛА и наличие механических устройств (вентиляторов), понижающих ресурс аппарата;
-	аппараты комбинированного типа, когда часть приборов находится в газонаполненном корпусе КЛА, а часть - вне корпуса в открытом космосе. Этот тип КЛА иллюстрируют: орбитальные астрофизические обсерватории «Астрон» для астрономических наблюдений в 1983-1989 гг. {Боярчук А.А., 1994), «Гранат» (1989-1998), ИСЗ «Прогноз-1...-12» (1972-2000) {Ефремова Т.Н и др., 2000) и др. Применение такой схемы СОТР способствовало некоторому снижению массы СОТР и КЛА. Отметим, что в практику проектирования НПО им. С.А. Лавочкина автоматических КЛА период создания СОТР с использованием герметичных отсеков и вынесенных за пределы корпуса КЛА радиаторов-излучателей длился с 1965 по 1992 гг.
31
1-3
- аппараты негерметичного исполнения, когда все приборы и оборудование КЛА располагаются на открытых в космос платформах. Это: инновационный гидрометеорологический космический комплекс «Электро» нового поколения (Бабыш-кин В.Е., 2012), перспективные автоматические КА для фундаментальных научных исследований Луны, астрофизических исследований объектов Вселенной («Спектр-РГ», «Спектр-УФ», «Спектр-М») (Хартов В.В, 2011) и изучения физики планет и малых тел Солнечной системы (Гончаров К.А., Тулин Д.В., 2011), малоразмерные КА для дистанционного зондирования Земли (Бондаренко В.А. и др., 2013). Наглядным примером сложной многокомпонентной СОТР, включающей большой ряд автономных СТР различного типа, служит уже созданная многофункциональная космическая платформа «Навигатор» (Многофункциональная космическая..., Ефанов В.В. 2017), предназначенная для размещения на ней КЛА различного класса, в том числе, и автоматических межпланетных станций. Постепенный переход к такому типу СОТР соответствует естественной эволюции схем СОТР, использовавшихся на заре космонавтики, к типам, диктуемым современным развитием космической техники, появлением новых технических средств, материалов и технологических приемов создания СОТР КЛА.
Проектирование СОТР КЛА включает в себя разработку технического задания, отражающего требования к проектируемому объекту. Реализуется ТЗ в процессе проектирования, заключающегося в получении и преобразовании исходного описания объекта в окончательное описание на основе выполнения комплекса работ исследовательского, расчетного, конструкторского и экспериментального характера. Результаты процесса проектирования представляются в виде проектной документации.
Учитывая взаимосвязь между процессами проектирования и разработки всего КЛА и его системы обеспечения теплового режима отдельное ТЗ на СОТР, как правило, не разрабатывается. Все требования по обеспечению заданных температурных условий эксплуатации элементов конструкции, аппаратуры и оборудования, а также ограничения на выходные параметры средств обеспечения теплового режима (масса, энергопотребление, габариты и т.д.) отражаются в ТЗ на КЛА. С учетом этих требований и ограничений осуществляется выбор средств обеспечения теплового режима, которые после интеграции в состав КЛА совместно с конструкцией и оборудованием и при функциональном взаимодействии с частью аппаратуры КЛА и образуют СОТР данного КА.
Для аппаратуры, расположенной внутри газонаполненного герметичного отсека, тепловой режим обеспечивается, как правило, продувкой каждого приборного блока или группы блоков, потоком газообразного теплоносителя с заданным расходом и заданным диапазоном температур на входе в блок. При проектировании СОТР этого типа определяются следующие параметры: расход теплоносителя, температура теплоносителя на подходе к блоку и после обтекания его, гидравлическое сопротивление блока при продуве заданным расходом теплоносителя. Заметим, что в ряде конструкций отечественных КЛА, например, у спутников связи «Меридиан», также имеющих существенные тепловыделения внутри агрегатно-приборного отсека, используется циркуляционный контур жидкостной системы терморегулирования с механическим регулируемым насосом (Маринин И., 2007).
Разработчик и поставщик аппаратуры в этом случае проектирует и отрабатывает блок таким образом, чтобы температурный режим его конструкции и электронной компонентной базы (ЭКБ) обеспечивался в заданных пределах при продувке блока
32
1-3
согласованным потоком теплоносителя. При этом гидравлическое сопротивление блока должно также быть не больше согласованной величины, а ЭКБ выбрана с как можно более широким диапазоном рабочих температур. Таким образом, в данном случае ответственностью разработчика аппаратуры являются обеспечение теплового режима блока и ограничение его гидравлического сопротивления при заданных параметрах теплового интерфейса. А разработчик КЛА проектирует такую подсистему СОТР, которая обеспечивает подачу на вход каждого блока или их группы согласованного количества теплоносителя, имеющего заданную температуру.
Для КЛА негерметичного исполнения аппаратура и оборудование устанавливаются на термостабилизированных элементах конструкции аппарата. Такими термостабилизированными элементами могут быть сотопанели со встроенными тепловыми трубами, платформы приборов внешнего расположения и т.д.
Подсистемы СОТР в этом случае разрабатываются с учетом того, что приборы и элементы бортовых систем должны изготавливаться в негерметичном исполнении и предусматривать сброс тепла через посадочную поверхность. Для такого способа термостатирования блоков аппаратуры нормируется средняя плотность теплового потока от блоков на посадочную термостабилизируемую поверхность, величина которой задается, как правило, не более 0,2 Вт/см2. Для обеспечения минимального контактного термического сопротивления между блоком и конструкцией КЛА согласовываются способ крепления блока и наличие теплопроводного заполнителя между блоком и конструкцией КЛА (специальной теплопроводной пасты или прокладки из высокотеплопроводного материала). Предприятия-разработчики блоков аппаратуры обеспечивают тепловой режим блоков при заданных температурах конструкции КЛА и согласованных значениях тепловых потоков между блоками аппаратуры и конструкцией КЛА. Разработчик же КЛА создает такую подсистему СОТР, которая обеспечивает температуры элементов конструкции КЛА в зоне установки (на посадочных местах, крепежах) блоков в согласованном диапазоне при согласованных значениях тепловых потоков между блоками и конструкцией КЛА.
При таком разграничении ответственности возможно использование методик метода параллельного проектирования, при котором разными разработчиками параллельно во времени решаются как задачи проектирования СОТР блоков аппаратуры, так и задачи проектирования подсистемы СОТР КЛА, т.е. параллельно выполняются задачи теплового проектирования для компонентов КЛА, относящихся к разным иерархическим уровням. Эти задачи связаны друг с другом по входным и выходным данным таким образом, что для решения одной из них требуется знание результатов решения другой задачи. Хотя эти результаты к началу процедуры параллельного проектирования еще не получены, они уже, как правило, оговорены в согласованных параметрах теплового интерфейса.
Эта методика может давать существенное сокращение временных затрат. При этом параллельно во времени могут решаться задачи теплового проектирования не только компонентов КЛА, относящихся к разным иерархическим уровням, но и компоненты одного иерархического уровня. Примером этого при разработке СОТР могут служить параллельная разработка средств её, проведение тепловых расчетов и экспериментальная отработка автономных фрагментов КЛА.
Помимо этого в процессе теплового проектирования КЛА может использоваться принцип декомпозиции, поскольку СОТР можно рассматривать как совокупность отдельных подсистем. С учетом многообразия и разнородности требований к тепло
33
1-3
вому режиму КА при проектировании СОТР предусматривается формирование стабилизированного теплового состояния ограниченного числа фрагментов аппарата. Это позволяет путем организации тепловых связей с такими фрагментами стабилизировать в заданных пределах температуры элементов конструкции, аппаратуры и оборудования, сопряженных с этими термостабилизированными фрагментами. Такими термостабилизированными фрагментами на автоматических космических аппаратах могут являться герметичные приборные отсеки с аппаратурой, блоки топливных баков, платформы приборов внешнего расположения, тепловые сотовые панели, выполненные с использованием тепловых труб и т.д.
Диапазон регулирования температуры термостабилизированных фрагментов выбирается с учетом всей совокупности температурных требований к аппаратуре и оборудованию, тепловой режим которых предполагается обеспечивать за счет сопряжения с этими фрагментами. Фактически такие термостабилизированные фрагменты совместно с сопряженными с ними в тепловом отношении элементами конструкции, аппаратуры и оборудования образуют подсистему СОТР.
В такой постановке система обеспечения теплового режима КЛА представляет собой комплекс отдельных подсистем СОТР для автономных систем КЛА или подсистем СОТР для групп элементов аппаратуры и оборудования, входящих в одну систему КЛА, либо входящих в разные системы КЛА, но объединенных одинаковыми температурными требованиями и компоновкой. По возможности тепловой режим элементов аппаратуры и оборудования из различных систем, имеющих одинаковые температурные требования и подходящую компоновку в составе КЛА, обеспечиваются единой автономной подсистемой СОТР. Правильный выбор базовых, опорных температур (температур регулирования) и оптимизация количества подсистем СОТР упрощают систему обеспечения КЛА и повышают её надёжность.
В процессе проектирования система обеспечения теплового режима проходит те же стадии разработки, что и весь КЛА. В общем случае выделяют стадии:
-	научно-исследовательских работ;
-	технического предложения;
-	эскизного, технического, рабочего проектов;
-	испытаний опытных образцов или опытных партий.
Процесс проектирования СОТР в общем случае должен начинаться со стадии научно-исследовательских работ либо, в отдельных случаях, со стадии разработки технического предложения, а иногда и эскизного проекта.
Очевидно, что по мере перехода от стадии к стадии степень проработки СОТР возрастает, и уже по окончании стадии рабочего проекта облик СОТР должен быть вполне достаточным для комплектации опытных образцов КЛА, предназначенных для наземной экспериментальной отработки, в том числе и в тепло-вакуумных камерах (ТВК).
Возвращаясь к принципам проектирования сложных систем обеспечения теплового режима КЛА, следует отметить, что в процессе соответствующих исследований рекомендуется ориентироваться ещё и на использование следующих стилей проектирования КЛА как объекта теплового проектирования, так и его СОТР:
-	восходящее проектирование;
-	нисходящее проектирование;
-	комбинированное проектирование.
34
1-3
Восходящее проектирование, как правило, используется для создания объектов, имеющих аналоги. При этом КЛА предполагается комплектовать с использованием или уже ранее разработанных служебных систем, или имеющих прототипы, а что касается СОТР - близкие ей аналоги схем, средств, агрегатов и элементов.
Восходящее проектирование КЛА предполагает, что на момент начала теплового проектирования:
-	существуют материалы, комплектующие, электронная компонентная база (ЭКБ) с определенными допустимыми температурными условиями эксплуатации;
-	на базе существующих материалов, комплектующих, ЭКБ разработаны и имеют соответствующую квалификацию блоки аппаратуры и оборудование или имеются отработанные их аналоги;
-	созданы, отработаны и имеют соответствующую квалификацию предполагаемые к использованию средства обеспечения теплового режима.
С учетом предполагаемого конструктивно-компоновочного исполнения КЛА, его условий эксплуатации, температурных требований, которые необходимо обеспечить, из разработанных на данный момент проводится выбор средств обеспечения теплового режима. Анализируются результаты расчётов, экспериментальной отработки и полётов изделий-аналогов. По результатам анализа из выбранных средств обеспечения теплового режима формируются варианты структурного исполнения СОТР, для которых создаются упрощённые модели теплового режима с минимальным количеством расчётных элементов и тепловых связей между ними. Проводится параметрический анализ, по результатам которого выбирается оптимальная структура СОТР.
Процесс проектирования СОТР в этом случае может начинаться с более поздних стадий разработки, например, со стадии эскизного проекта.
Нисходящее проектирование, как правило, используется для создания уникальных по конструкции КЛА, которые предполагается комплектовать как системами, имеющими аналоги, так и вновь разрабатываемыми. Целью разработки здесь является создание объекта с тактико-техническими характеристиками, либо существенно превышающими характеристики предшественников, либо вообще уникальными.
Нисходящее проектирование теплового режима КЛА в этом случае может потребовать:
-	разработки материалов, комплектующих, ЭКБ с более широкими диапазонами допустимых температур эксплуатации;
-	создания на базе вновь разработанных материалов, комплектующих и ЭКБ температуростойкой бортовой аппаратуры и приборов;
-	новых разработок средств обеспечения теплового режима.
При таком стиле процесс проектирования СОТР должен начинаться со стадии НИР либо, в отдельных случаях, со стадии технического предложения.
С учетом предполагаемого конструктивно-компоновочного исполнения КЛА, его условий эксплуатации формируется облик СОТР, способной обеспечить заданные температурные требования. В состав СОТР включаются как имеющиеся, уже отработанные, средства обеспечения теплового режима, так и те, которые предстоит разработать. На данном этапе могут формироваться ТЗ на разработку новых материалов, средств и агрегатов для комплектования СОТР.
При проведении параметрического анализа теплового режима КЛА свойства новых материалов и характеристики вновь разрабатываемых средств обеспечения теплового режима берутся из соответствующих ТЗ, которые выданы на их разработку.
35
1-3
У нисходящего и восходящего проектирование есть свои достоинства и недостатки. Так, при нисходящем проектировании возможно появление требований к материалам или вновь разрабатываемым средствам обеспечения теплового режима, которые нереализуемы по технологическим, финансовым или иным соображениям. При восходящем проектировании возможно получение СОТР, не обеспечивающей заданные в ТЗ требования по тепловому режиму.
В реальной жизни, вследствие итерационного характера проектирования, оба стиля взаимосвязаны. Проектирование теплового режима КЛА, сочетающее в себе подходы восходящего и нисходящего проектирования, называется комбинированным.
Рисунок 1.4. Схема структурного процесса решения задачи теплового проектирования
При проектировании СОТР КЛА цели достигаются в многошаговых процессах принятия технических решений, включающих в себя в том числе и решение трудоёмких задач, связанных с определением принципов построения СОТР КЛА и оценкой параметров применённых средств обеспечения теплового режима на основе исследования теплового режима КЛА. Итерационный процесс теплового проектирования КЛА усложняется по мере перехода от стадии к стадии одновременно с увеличением степени проработки как СОТР, так и всего КЛА в целом.
Структура процесса решения задачи теплового проектирования может быть проиллюстрирована рисунком 1.4.
Структура систем обеспечения теплового режима КЛА, выбор средств её построения обусловливается как конструкцией КЛА, так и внешними условиями его функционирования с учетом температурных требований к элементному составу приборной аппаратуры аппарата, существующему на момент проектирования.
36
ГЛАВА 2
ВНЕШНИЕ УСЛОВИЯ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ, АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ И СИСТЕМ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ИХ ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМОВ
ЕИобщие представления о влиянии среды И УСЛОВИЙ СУЩЕСТВОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ НА ВЫПОЛНЕНИЕ ПОСТАВЛЕННЫХ ПЕРЕД НИМИ ЗАДАЧ
Космический летательный аппарат - это техническое устройство, предназначенное для функционирования в космическом пространстве. При выводе КЛА за пределы атмосферы Земли, при неоднократной его трансформации из-за раскрытия солнечных батарей, антенн, отделения отслуживших агрегатов и элементов при долгосрочном нахождении аппарата в условиях космоса, а также при спуске посадочных аппаратов (ПА) автоматических межпланетных станций (АМС) в атмосферах планет на них действует целый ряд факторов:
-	механические монотонно возрастающие, убывающие и импульсные нагрузки, которые могут многократно изменяться в широком диапазоне;
-	внешние тепловые потоки к поверхности аппарата, существенно изменяющиеся в продолжение программно функционирующего аппарата;
-	внутреннее тепловыделение, обусловленное работой электроприборов и источников электрической энергии;
-	высокая разреженность окружающей среды;
-	солнечная радиация;
-	метеорные потоки и космический мусор;
-	невесомость;
-	аэротермодинамическое воздействие газового потока на посадочные аппараты АМС при их спуске на поверхности планет с атмосферой.
Разумеется, все перечисленные факторы воздействия должны быть выдержаны и всеми элементами и системами КЛА: силовой конструкцией, двигательными установками, системами: энергоснабжения (СЭС), обеспечения теплового режима (СОТР), управления (СУ), ориентации и стабилизации (СОС), управляющей движением КЛА относительно центра масс, радиосвязи, сбора, накопления и передачи телеметрической информации (ТМИ) и т.д.
Механические нагрузки
КЛА испытывают механические нагрузки при монтажных и такелажных работах и при транспортировке различными видами транспорта. При этом максимальные нагрузки на аппарат - на участке выведения его ракетой-носителем (PH) за пределы земной атмосферы, условной границей которой принято считать высоту 120 км над поверхностью земли. Здесь на космический аппарат воздействуют внешние
37
2-1
время, с
Рисунок 2.1. Изменение продольной перегрузки КЛА при движении PH «Союз-2» на участке выведения
изменение диапазона давления под ГО на участке выведения
Рисунок 2.2. Изменение давления воздуха под головным обтекателем PH «Союз-2» на участке выведения
38
2-1
инерционные и внутренние нагрузки. Характерный пример изменения первых нагрузок иллюстрируется рисунком 2.1 (Федоров А.В., 2012). Второй вид нагрузок обусловливается снижением, по мере подъема PH, давления под головным обтекателем (ГО). Примерный характер и темп изменения давления при запуске КЛА ракетой-носителем «Союз-2» показан на рисунке 2.2 (Федоров А.В., 2012).
По мере снижения внешнего давления агрегаты и конструкция КЛА и АМС испытывают внутренние силовые нагрузки, максимальные значения которых достигаются при нахождении аппарата в космическом пространстве. Это, как правило, силы давления в герметичных емкостях (в заполненных газом отсеках и баках с топливом, в гидравлических магистралях и баллонах с рабочим телом для систем обеспечения запуска (СОЗ) ракетных двигателей, СОС и др.).
Кроме того, КЛА под головным обтекателем при работе двигательных установок PH подвергается воздействию акустических нагрузок в диапазоне 130-150 дБ с частотой от 30 до 2000 Гц, поэтому первоочередной проблемой проектирования КЛА является обеспечение прочности силовой конструкции аппарата и всех его систем, в том числе и СОТР, на всех этапах и при всех условиях функционирования с одновременным решением задачи оптимизации массы аппарата.
Внешние тепловые нагрузки и внутреннее тепловыделение
Для управления температурным состоянием КЛА посредством регулирования баланса между тепловым воздействием на поверхность аппарата внешних источников тепла и тепловыделением на борту, обусловленным работой электроприборов и источников электрической энергии, предназначены системы терморегулирования (СТР) и СОТР КЛА и АМС. При этом как внешние источники тепла (солнечное излучение, собственное излучение планет и отражённая ими часть солнечного излучения), так и внутренние значительно изменяются на протяжении существования программного функционирующего аппарата.
Разреженность окружающей среды. Космический вакуум
Космическое пространство представляет собой среду высокой разреженности. Степень космического вакуума очень высока (разрежение достигает 10“10 Па на удалении свыше 600 км от Земли), и он трудно воспроизводим на стендах наземной экспериментальной базы.
Влияние космического вакуума проявляется в изменении условий теплообмена, сублимации (испарении) материалов и изменении их механических характеристик и оптических свойств, потере смазки, в возможных утечках рабочих жидкостей и газов из систем КЛА. Поэтому к герметичности КЛА в целом и к структурным элементам всех систем КЛА и СОТР предъявляются высокие требования.
Солнечная радиация
Солнечная радиация - это электромагнитное и корпускулярное излучение Солнца. Электромагнитная составляющая солнечной радиации распространяется в космосе со скоростью света и проникает в земную атмосферу. До земной поверхности радиация доходит в виде прямых и рассеянных лучей. Спектральный диапазон электромагнитного излучения Солнца очень широк - от радиоволн (солнечные радио-всплески)
39
2-1
до рентгеновских лучей - однако максимум его интенсивности приходится на видимую (желто-зеленую) часть спектра. Материалы и устройства под воздействием радиации теряют свои свойства и выходят из строя. Например, жесткое рентгеновское излучение может расплавлять золотые контакты, нарушать контакты в микросхемах, приводить к сбоям в работе электронной аппаратуры.
Корпускулярная часть солнечной радиации (космические лучи), состоит преимущественно из протонов (ядер атомов) и элементарных частиц, движущихся с высокими энергиями в космическом пространстве (скорости - 300-1500 км/с (солнечный ветер)). Во время солнечных вспышек также образуются частицы больших энергий -в основном протоны и электроны (Шкловский И.С., 1962).
Средством преодоления радиоактивного воздействия солнечной радиации на работу приборного электронного оборудования и на биологические объекты, размещаемые на борту КЛА и АМС, служит радиационная защита различной конструкции. Для этого приборы обычно устанавливаются за защитными экранами, не допускающими накопление радиоактивного излучения сверх допустимой интегральной дозы, а биологические объекты - в специальных, защищенных от радиации, помещениях-отсеках КЛА и АМС.
Метеорная опасность и космический мусор
Метеорная опасность состоит в том, что поверхности КЛА подвергаются воздействию метеорных частиц. Основную долю этих частиц в космосе составляют мелкие пылинки (микрометеориты), большинство из которых имеет следующие характеристики (Федоров А.В., 2012):
-	масса от 1013 до 10^ кг (среднее значение - 10 s кг);
-	плотность от 10 до 7900 кг/м3 (среднее значение - 500 кг/м3);
-	скорость от 11 до 72 км/с (среднее значение - 40 км/с).
Удары частиц с такими параметрами не могут привести к пробою стенок КЛА, однако многократные воздействия этих микрометеоритов вызывают эрозию внешних поверхностей и могут существенно менять их свойства. Воздействие наиболее мелких метеорных частиц на поверхности КЛА при длительном его функционировании вызывает изменение оптических характеристик иллюминаторов и оптических приборов, радиационных поверхностей и солнечных батарей.
Как показывает практика, вероятность метеорного пробоя оболочки герметичных отсеков КЛА с небольшим сроком активного существования невелика, однако для орбитальных и межпланетных станций, совершающих длительный полет, должна предусматриваться противометеорная защита.
(Кстати, здесь полезно уточнить следующее: метеор - это явление в атмосфере Земли, возникающее при вторжении в нее метеорного тела, частичек бывшей кометы, с космической скоростью. Эти частички малы настолько, что разрушаются под воздействием трения в атмосфере, не достигая поверхности Земли; метеорит - это остатки метеорного тела, попавшие на поверхность планеты. Различают три вида метеоритов в зависимости от их состава: железные, каменные и железно-каменные.)
Нельзя не учитывать при проектировании КЛА и опасности его столкновения с космическими объектами искусственного происхождения, так называемым «космическим мусором». Засорение космического пространства происходит за счет вышедших из строя КЛА, последних ступеней PH, фрагментированных обломков, разгонных блоков, отслуживших ресурс высокоорбитальных ИСЗ и др.
40
2-1
К настоящему времени, по данным Управления ООН по вопросам космического пространства, засорённость околоземного космического пространства (ОКЗП) вплоть до высот около 2000 км достигла уровня 300 тысяч техногенных объектов общей массой до 5 тыс. тонн. Общее же число таких объектов, имеющих в поперечнике более 1 см, остается неопределенным, однако на основе статистических оценок делаются выводы, что их может быть 60... 100 тысяч. Лишь небольшая их часть (порядка 10%) обнаружена, отслеживается и внесена в каталоги с помощью наземных радиолокационных и оптических средств. По данным Главного информационноаналитического центра (ГИАЦ) автоматизированной системы предупреждения об опасных ситуациях (АСПОС), в ОЗКП в августе 2014 года было15,8 тыс. объектов, а в 2015 году - находилось уже более 17 тысяч космических объектов искусственного происхождения. Из них действующих - 1336, остальное - космический мусор (События..., 2015).
На рисунке 2.3 приведено по годовое накопление искусственных объектов различного рода в околоземном космическом пространстве.
Большинство этих объектов находится на орбитах, плоскости которых пересекаются, поэтому средняя относительная скорость их взаимного сближения может составлять около 10 км/с. Столкновение любого из этих объектов с действующим КЛА может его повредить или даже вывести из строя.
Так, в 1983 году маленькая частичка (по расчетам менее 1 мм в диаметре) оставила серьёзную трещину на иллюминаторе КЛА США Space Shuttle. 29 марта 2006 года в результате внешнего силового воздействия был разгерметизирован жидкостный контур системы терморегулирования российского спутника «Экспресс-AM 11». ИСЗ потерял ориентацию в пространстве и начал неконтролируемое вращение. По оценкам, причиной аварии стал космический мусор.
41
2-1
Невесомость
Невесомость - это такое состояние, при котором действующие на материальное тело внешние силы не вызывают взаимных давлений его частиц друг на друга. Длительная невесомость имеет место при движении последних ступеней PH и разгонных блоков (РБ) с выключенными двигателями, а также в ходе орбитального полета КЛА и межпланетного перелета АМС.
Для невесомости характерно:
-	отсутствие гидростатических сил, что заставляет принимать меры для прижатия жидкостей к расходным горловинам топливных баков, для перемещения жидкостей самотеком, для срабатывания механизмов;
-	отсутствие конвективного теплообмена, что требует принудительного перемещения воздуха в приборных отсеках или жидкости в магистралях для охлаждения приборов;
-	физиологическое воздействие на человека, приводящее к ухудшению кровообращения, дистрофии мышц, изменению артериального давления и пр.;
-	плавание незакрепленных тел, что вызывает трудности при питании, и отправлении естественных надобностей, необходимость фиксации во сне и др.; и требует особых приспособлений и навыков.
Позитивное влияние невесомости проявляется в возможности использования легких конструкций космических летательных средств, в не отягощенной силами тяжести работе тепловых труб СТР и систем обеспечения теплового режима, построенных на основе жидких контуров теплопередачи с механическими насосами.
Отрицательное воздействие невесомости связано с отсутствием свободного конвективного теплообмена и необходимостью использования достаточно сложных систем терморегулирования. Невесомость приводит к системы пуска ракетных двигателей на жидком топливе, требует специальных приемов для разделения жидкой и газовой фаз в агрегатах системы жизнеобеспечения, в топливных баках. Неблагоприятное воздействие оказывает невесомость и на организм человека.
Аэротермодинамическое воздействие газового потока
Достаточно сложные задачи приходится решать и в случае проектирования АМС, доставляющих посадочные аппараты с научными приборами на поверхности планет, их спутников, астероидов, ядер комет и других небесных тел.
В этом случае должна быть обеспечена заданная скорость посадки аппарата на грунт соответствующего небесного тела с обязательным снижением ударной нагрузки на приборы до допустимой величины.
Если посадка осуществляется на небесное тело с атмосферой, то приборное оборудование доставляемой посадочным аппаратом (ПА) лаборатории должно быть защищено от перегрузок при аэродинамическом торможении и от теплового воздействия высокоскоростного газового потока, заторможенного перед поверхностью аппарата.
Заметим, что при движении ПА с высокими скоростями в газовых средах они испытывают тяжелые тепловые нагрузки. Так, например, при спуске ПА сферической формы диаметром 1 м с орбиты ИСЗ в атмосферу Земли с начальной скоростью около 8 км/с температура заторможенного газа составляет около 8000°С, от которого лобовая поверхность сферы может разогреться до 2,0-3,5 тыс. градусов. При входе же ПА сферической формы со скоростью 11 км/с с пологим (около 6°) углом входа
42
2-1
в атмосферу разогрев ПА произойдет до температуры (3^4)-103 °C, а при угле входа в атмосферу около 90° - вдвое выше.
Поэтому все лабораторное оборудование ПА помещают в защитный кожух, форма которого выбирается из соображений эффективного аэродинамического торможения и соблюдения заданных требований к перегрузам при спуске (такой аппарат в космонавтике принято называть спускаемым - СА). На поверхности СА устанавливается тепловая защита, предотвращающая нагрев силового корпуса кожуха выше допустимой температуры.
Решая комплекс весьма сложных и разнообразных задач, в области теплообмена между окружающей средой и внешней поверхностью КЛА и АМС, необходимо исследовать и изучать условия эксплуатации космических аппаратов на разных этапах их функционирования:
-	при наземной эксплуатации (хранение, проведение проверочных испытаний и работ, перемещение различными видами транспорта и проч.);
-	выведение на орбиту ИСЗ или на опорную и переходную орбиты для выхода на перелетную траекторию АМС к пункту назначения или КЛА на его стационарную орбиту ИСЗ;
-	функционирование КЛА на орбите ИСЗ, на переходной орбите;
-	межпланетный перелёт АМС к планете назначения;
-	посадка СА на планеты, в том числе преодоление теплонапряженных условий прохождения плотных слоёв атмосферы;
-	функционирование лабораторий посадочных аппаратов на поверхности планеты;
-	старт возвращаемых аппаратов с поверхности небесных тел как обладающих, так и не обладающих атмосферой и гравитацией;
-	обратный к Земле полет или последующий перелёт от одного небесного тела к другому;
-	посадка на Землю или на другое небесное тело.
На каждом из перечисленных этапов условия функционирования как внешние, так и внутренние тепловые воздействия существенно различаются. Кроме этого, на каждом этапе полета КЛА и АМС может изменяться конфигурация космического аппарата.
При старте с Земли космический аппарат закрыт головным обтекателем, поверхность которого при прохождении атмосферной части участка выведения подвергается аэродинамическому нагреву, вследствие трения набегающего потока воздуха о поверхность головного обтекателя.
После прохождения плотных слоев атмосферы на заданной высоте, определяемой требованиями к силовой и тепловой нагрузке на элементы конструкции КЛА и АМС, происходит сброс головного обтекателя, т.е. внешняя конфигурация этих аппаратов также меняется. При этом момент (высота) сброса обтекателя обусловливается требованиями допустимого давления и теплового потока к открытым поверхностям КЛА, подвергаемым обтеканию разреженным воздухом.
При полете на низких орбитах на КЛА оказывает силовое и тепловое воздействие газ разной степени разреженности, вплоть до свободномолекулярного потока.
Отделяемые в процессе выведения на заданную траекторию разгонные блоки, межорбитальные и межпланетные буксиры, другие отдельные объекты запускаемого кластера космических аппаратов изменяют состав и конфигурацию продолжающего полет КА.
43
2-1
Таким образом, сложность конструктивного исполнения КЛА и его систем, многократное изменение в широком диапазоне условий функционирования конкретного аппарата требуют от разработчика СОТР умения провести сложный расчет теплообмена, спроектировать её для конкретного КЛА, выбрав схему и структуру СОТР, и провести наземную экспериментальную отработку теплового режима СОТР в составе КЛА.
Современное ужесточение требований к температурному режиму при разработке целевой аппаратуры (например, температура элементов оптических телескопов с высокой разрешающей способностью должна поддерживаться с точностью до долей градуса; приемники инфракрасного излучения с целью снижения внутренних шумов должны работать при криогенных температурах) также обуславливает усложнение задач, стоящих перед создателями систем обеспечения теплового режима. Поэтому разработчики СОТР в своей деятельности должны опираться на существующую базу данных о физических параметрах условий и сред обитания КЛА и АМС в продолжение всего срока выполнения поставленной перед ними задачи.
44
2-2
^ФИЗИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ СРЕД И УСЛОВИЙ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ
2.2.1. Физические параметры среды при функционировании АМС в условиях земной атмосферы
Система обеспечения теплового режима АМС, как и любого КЛА, начинает функционировать с момента включения электропитания на борту КА, которое может быть произведено в любой заданной точке полета после старта PH. С этого момента СОТР поддерживает состояние всех агрегатов и элементов АМС или КЛА в требуемом диапазоне температур на всех этапах дальнейшей эксплуатации.
На всех же этапах наземной эксплуатации АМС и КЛА, т.е. при их хранении, проведении испытаний, при перемещении различными видами транспорта вплоть до выведения в космос, температурный режим АМС и КЛА обеспечивается выполнением заданных параметров окружающей их атмосферной среды, которые поддерживаются наземными тепловыми газовыми или жидкостными установками.
Физические параметры окружающей среды АМС и способы обеспечения их теплового режима от момента создания до запуска е условиях земной атмосферы
При задании необходимых физических параметров окружающей АМС среды ориентируются на Международную стандартную атмосферу (MCA) - условное вертикальное распределение температуры, давления, плотности воздуха и других физических параметров в атмосфере Земли (ГОСТ 4401-81, 1982).
В таблице 2.1 в диапазоне высот от 1 км ниже уровня моря до 1 000 км над его уровнем приведен фрагмент MCA, сформированный из таблиц источника (ГОСТ 4401-81, 1982) и содержащий все газодинамические параметры, используемые для определения условий окружающей АМС и КЛА газовой среды при их нахождении в зоне влияния атмосферы Земли.
Таблица 2.1. Основные параметры стандартной атмосферы Земли
высота, Я,м	температура, Т, К, (°C)	давление, Р, Па	плотность, р, кг/м3	скорость звука, а, м/с	кинематическая вязкость, V, м2/с	средняя длина свободного пробега, /, м
-1000	294,7 (21,6)	113931	1,3470	344,1	1,3516-10 5	-
-500	291,4(18,3)	107478	1,2849	342,1	1,4048-10 5	-
0	288,2 (15,0)	101330	1,2250	340,3	1,46-10 5	6,6328-10 8
500	284,9 (11,8)	95464	1,1673	338,4	1,52'10 5	6,9608-10 8
1000	281,7 (8,6)	89877	1,1117	336,4	1,58-10 5	7,3092-10 8
1500	278,4 (5,3)	84559	1,0581	334,5	1,65-10 5	7,6793-10 8
2000	275,2 (2,1)	79499	1,0065	332,5	1,71-10 5	8,0728-10 8
2500	271,9 (-1,2)	74690	0,9569	330,6	1,79-10 5	8,4915-10 8
45
2-2
высота, Я, м	температура, Г, К, (°C)	давление, Р, Па	ПЛОТНОСТЬ, р, кг/м3	скорость звука, а, м/с	кинематическая вязкость, V, м2/с	средняя длина свободного пробега, /, м
3000	268,7 К,5)	70123	0,9093	328,6	1,8610 5	8,9374-10 8
4000	262,2 (-10,9)	61661	0,8194	324,6	2,03-10 5	9,9193-10 8
5000	255,7 (-17,4)	54052	0,7365	320,6	2,21-10 5	1,1038-10 7
6000	249,2 (-23,9)	47217-	0,6601	316,5	2,42-10 5	1,2317-10 7
7000	242,7 (-30,4)	41106	0,5900	312,3	2,65-10 5	1,3783-10 7
8000	236,2 (-36,9)	35653	0,5258	308,1	2,90-10 5	1,5472-10'7
9000	229,7 КЗ,4)	30801	0,4671	303,9	3,20-10 5	1,7425-10 7
10000	223,3 К9,8)	26500	0,4135	299,6	3,53-10 5	1,9688-10 7
11000	216,8 (-56,3)	22700	0,3648	295,2	3,90-10’5	2,2327-10 7
12000	216,7 (-56,5)	19399	0,3119	295,1	4,56-10 5	2,6140-10 7
14000	216,7 (-56,5)	14170	0,2279	295,1	6,24-10 5	3,5833-10 ’
16000	216,7 (-56,5)	10353	0,1665	295,1	8,54-10 5	4,9119-10’
18000	216,7 (-56,5)	7565	0,1216	295,1	1,17-10 4	6,7331-10’
20000	216,7 (-56,5)	. 5529	0,0889	295,1	1,60-10 4	9,2295-10 7
24000	220,6 (-52,5)	2971	0,0469	297,7	3,07-10 4	1,7561-10"
28000	224,5 К8,6)	1616	0,0251	300,4	5,84-10 4	3,3031-10 6
32000	228,5 К4,6)	889	0,0136	303,0	1,10-10 3	6,1438-10 6
36000	239,3 (-33,8)	499	7,26-10 3	310,1	2,13-10 3	1,1551-10 5
40000	250,4 (-22,7)	287	4,00-10 3	317,2	4,01-10 3	2,1099-10-5
50000	270,7 (-2,5)	80	1,03-10 3	329,8	0,0166	8,3120-10 5
60000	247,0 (-26,1)	22	3,00-10 4	315,1	0,0511	2,8181-Ю4
80000	198,6 (-74,5)	1	1.85-10 5	282,5	0,716	5,1751-10 3
100000	196,6 (-76,5)	3,19102	5.55-10 7	-	-	1,4393-10 1
120000	334,4 (61,3)	2,67-102	2,44-10 8	-	-	2,9255-10°
150000	627,6	4,49-104	5.55-10'9	-	-	3,2584-Ю1
200000	854,4	8,53-10 5	2.52-10 10	-	-	2,3361-Ю2
300000	970,4	8,72-10 6	1.92-10 11	-	-	2,5966-103
500000	997,9	3,02-10 7	5.21-10 13	-	-	7,7181-Ю4
700000	1000	3,19-10 8	3.07-10 14	-	-	7,3088-Ю5
1000000	1000	7,51 10-’	3.56-10 15	-	-	3,1055-Ю6
46
2-2
Значения газодинамических параметров на промежуточных высотах между высотами, представленными в таблице 2.1, могут быть рассчитаны с помощью приведенных ниже формул.
Основой для расчёта параметров MCA является барометрическая формула, устанавливающая закон изменения давления в зависимости от высоты атмосферного столба. При этом в качестве опорных физических параметров принимаются следующие стандартные условия:
-	давление воздуха на среднем уровне моря при температуре 15,0°С равно 1013 мб (101,3 кН/м2 (101,3 кПа) или 760 мм рт. ст.);
-	температура уменьшается по вертикали с увеличением высоты на 1 км на 6,5°С км до уровня 11 км, являющегося условной высотой начала тропопаузы, где температура становится равной минус 56,5°С и почти перестаёт меняться.
Барометрическая формула для идеального газа, имеющего постоянную температуру в однородном гравитационном поле Земли в стационарных условиях, имеет следующий вид (ГОСТ 4401-81, 1982):
P = PQe ™ ,
где Р - давление газа в слое, расположенном на высоте Я; Р(} - давление на нулевом уровне Яо; /И - молярная масса воздуха 7И=28,96442 кг/кмоль на уровне моря; g - ускорение свободного падения в поле тяжести Земли; R - универсальная газовая постоянная 7?=8314,32 Дж/(К-кмоль); Т-абсолютная температура.
Кинематическая вязкость v, характеризующая величину внутреннего трения между двумя соседними слоями воздуха, а - скорость распространения звука в воздухе, / - средняя длина свободного пробега молекул газа, т.е. расстояние, проходимое без столкновения с другой молекулой, приведенные в таблице 2.1, а также изменение ускорения определяются с помощью следующих соотношений (ГОСТ4401-81, 1982):
v=p/p; a=^(&RT/My, 7=2,33238-10 5 TIP,
g = gc[rl(r+H)]\
где g = 9,80665 м/с2, г = 6356767 м - принятый в качестве стандарта радиус Земли; ге=1,4 - показатель адиабаты; динамическая вязкость ц определяется по формуле (ГОСТ 4401-81, 1982)
n=ps ^TI(T+S),
где 0 =1,458-10-6 кгс/(с-м-К0’5); 5=110,4К - эмпирические коэффициенты Сатерлэнда.
Плотность воздуха р находится из уравнения состояния идеального газа: p=PMIRT.
На базе многолетнего опыта создания на предприятии имени С.А. Лавочкина при всех операциях с КЛА и АМС с нефункционирующей СОТР на вооружение приняты способы поддержания температурного состояния космических аппаратов системами кондиционирования воздуха (СКВ) внутри помещений хранения, транспортировки, подготовки к запуску и во время запуска. С помощью этих систем создаются требуемые параметры в помещениях, и замкнутых пространствах, где размещается подготавливаемый к запуску КА.
При этом требования к составу, температуре, влажности и другим параметрам окружающего АМС или КЛА воздуха, подаваемого СКВ, зависят от типа, структуры и используемых средств обеспечения СОТР.
47
2-2
В таблице 2.2 дан перечень основных конструктивных элементов, типичных для АМС и КЛА как с герметичным, так и с негерметичным размещением бортового приборного оборудования, а также диапазоны их допустимых температур, которые должны поддерживаться спроектированными средствами терморегулирования и СОТР АМС при функционировании в космосе и СКВ - при проведении с АМС наземных операций.
Таблица 2.2. Характерные температурные требования к типовым элементам конструкции АМС
наименование элемента конструкции АМС	допустимый диапазон температур, °C
панели солнечных батарей	-180...+150
фотопреобразователи солнечных батарей	-180...+150
посадочные места приборов и блоков на выносных элементах конструкции	-180...+150
рабочая поверхность радиационного теплообменника и интегрированные в него либо выступающие в открытый космос части контурных тепловых труб (за исключением их испарительной части)	-180...+70
пиротехнические системы узлов раскрытия и разделения	-100...+100
сопла камер двигательных установок	-100...+100
элементы конструкции привода направленных антенн	-40. ..+100
тепловые панели сотовой конструкции и испарительные части контурных тепловых труб	-50...+50
посадочное место радиоизотопного источника тепла (РИТ)	-80...+80
посадочное место радиоизотопного термоэлектрического генератора (РИТЭГ)	-50...+80
аксиальные тепловые трубы, установленные на тепловых панелях сотовой конструкции	-50...+60
посадочные места блоков комплекса служебной и научной аппаратуры	-50...+50
контактные поверхности тепловых панелей сотовой конструкции	0...+40
посадочные места аккумуляторных батарей	0...+80
компоненты топлива в баках и на входе в маршевый двигатель и малой тяги	+5...+35
разность температур компонентов топлива на входе в двигатели	не более 10
силовая оболочка головных обтекателей PH и посадочных аппаратов АМС на поверхности планет с атмосферой	не более +150
48
2-2
При всех наземных манипуляциях с АМС - при хранении созданного аппарата, транспортировке его с предприятия-изготовителя на космодром, при проведении с ним операций в помещениях технического комплекса (ТК) и монтажно-испытательного корпуса (МИК), при сборке космической головной части (КГЧ) на ТК, при установке на аппарат радиоизотопных источников тепла (РИТ и РИТЭГ), на этапе транспортирования из МИК на стартовый комплекс (СК), при подъеме PH в вертикальное положение, при предстартовой подготовке PH к пуску, при выводе КГЧ за пределы земной атмосферы и функционировании АМС в космическом пространстве - температурный режим станции не должен выходить за пределы диапазонов указанных в таблице 2.2 температур.
Также вводятся требования к диапазону допустимых температур каждого из агрегатов, узлов, приборов служебных систем и научной аппаратуры конкретного АМС или КЛА.
Типовые способы и системы обеспечения теплового режима при наземной эксплуатации КЛА, от этапа хранения до вывода в околоземное космическое пространство, рассмотрим на примере создания в НПО им. С.А. Лавочкина перспективной АМС «Луна-Глоб», тепловой режим которой обеспечивается, при соблюдении следующих условий:
-	хранение и транспортировка АМС на космодром проводится в замкнутых помещениях при температуре воздуха +15...+35°C, атмосферном давлении от 86 до 106 кПа (645-795 мм рт. ст.) и влажности воздуха не более 85% при температуре +30°С;
-	проведение операций на ТК в чистовом помещении МИК выполняется при температуре в этом помещении +15 ... +25°С;
-	проведение операции по сборке КГЧ (совокупности АМС, головного обтекателя (ГО) с переходным отсеком и разгонного блока) в определенной зоне соответствующего сооружения на ТК происходит при температуре воздуха, поддерживаемой средствами кондиционирования этого сооружения в диапазоне +15 ... +25°С;
-	при транспортировании КГЧ из МИК на СК под ГО через имеющиеся в головном обтекателе верхние люки агрегатом термостатирования подается воздух с выпуском через люки в переходном отсеке с задаваемым расходом и определяемой расчетами температурой, зависящей от температуры окружающего воздуха. Так, при температуре наружного воздуха минус 50°С температура подаваемого под ГО газа должна составлять около +35°С, а при +50°С - на 15 градусов ниже;
-	при проведении предстартовой подготовки PH с КГЧ на СК под ГО через верхние и нижние люки переходного отсека с помощью агрегата воздушной системы обеспечения теплового режима (ВСОТР) подается газ низкого давления с выходом через дренажные отверстия в промежуточной части ГО. Воздух подается с суммарным расходом около 6000 м3/час с изменяемой температурой в диапазоне +5 .. .+35°С;
-	после отключаемой за один час до старта PH системы термостатирования ВСОТР сразу же вводится в действие система термостатирования воздухом высокого давления (СТВВД), обеспечивающая подачу под ГО воздуха температурой +5...+35°С и расходом около 1500 м3/час до момента старта PH;
-	при температуре окружающего воздуха ниже +5 или выше 35°C на наружной поверхности корпуса ГО установлен сбрасываемый в момент старта PH электротермочехол, а между шпангоутами на внутренней поверхности оболочки ГО встроена теплоизоляция заданной толщины. При запуске АМС или КЛА назначения, отличного от функций АМС «Луна-Глоб», требование к установке электротермочехла может быть предъявлено при других значениях низкой и высокой температур окружающего воздуха;
49
2-2
-	облюдаются заданные значения временных перерывов в термостатировании после выезда АМС в составе КГЧ из МИК (кроме подъема PH в стартовое сооружение);
-	в случае использования радиоизотопных источников тепла РИТ и РИТЭГ, встраиваемых в СОТР АМС до установки PH с КГЧ в вертикальное положение на сооружение стартового комплекса для обеспечения их теплового режима, применяется технологическая мобильная жидкостная охлаждающая установка.
Физические параметры окружающей среды АМС и КЛА и способы обеспечения их теплового режима после запуска и при полете е атмосфере Земли е составе КГЧ под головным обтекателем PH
С момента отрыва PH от стартового сооружения общий тепловой режим АМС и КЛА обеспечивается за счет достигнутого КА начального температурного состояния к моменту отключения наземной системы термостатирования СТВВД. Этот тепловой режим в заданном диапазоне температур сохраняется в течение короткого (несколько минут) времени нахождения аппаратов под головным обтекателем PH, состоящем, как правило, из двух раскрывающихся и сбрасываемых на определенной высоте створок. При этом от нагрева оболочку ГО под воздействием набегающего воздушного потока предохраняет нанесенный на её наружной поверхности слой сублимирующего теплозащитного материала, а от охлаждения или нагрева элементов АМС и КЛА внутри ГО излучением со стороны внутренней поверхности оболочку ГО защищает установленная на ней теплоизоляция. При достижении верхних, разреженных слоев атмосферы в районе 100-130 км и при соответствующем уменьшении уровней теплового и силового воздействия набегающего потока воздуха до требуемой для конкретного аппарата величины происходит раскрытие и сброс створок ГО.

з
в точке!	в точке 3	в точке 5
1 - ТЗП, 6=3,2...3,8 мм 2-оболочка,6=1,5 мм
1 -ТЗП, 6 = 1,2... 3,4мм 2-оболочка, 6 = 1,5 мм 3 - теплоизоляция, 6=20 мм
1 - оболочка, 6=1,8 мм
2 - теплоизоляция, 6=20 мм
Рисунок 2.4. Геометрия головного обтекателя PH, схемы его теплозащиты и теплоизоляции
50
2-2
Таблица 2.3. Параметры траектории выведения КЛА «Канопус-В» и АМС «ЭкзоМарс-2020»
время Г, с	КЛА «Канопус-В»			АМС «ЭкзоМарс-2020»		
	Я, км	К, м/с	а,град	Я, км	К, м/с	а,град
0	0,29	0	0	0,076	0	0
5	0,34	20,43	0,02	0,127	20,50	-0,06
10	0,50	43,03	-0,52	0,28	42,45	-0,08
20	1,16	93,44	-0,41	0,95	92,31	-1,24
30	2,39	156,86	-0,12	2,15	151,82	-0,70
40	4,26	235,05	-0,03	3,95	223,79	-0,22
50	6,82	326,81	0,0	6,40	310,05	0,08
60	10,04	434,27	0,0	9,47	411,48	-0,05
80	18,58	759,7	0,0	17,45	695,36	-0,05
100	30,39	1260	0,0	27,79	1105,1	-0,11
120	45,93	1868	0,53	40,33	1644	0,05
140	61,84	2002	10,22	53,44	1861	12,49
160	76,57	2163	11,56	64,98	2012	12,49
180	90,18	2352	12,47	75,22	2187	16,14
190	96,61	2458	12,77	79,89	2284	16,90
210	108,77	2693	13,07	88,45	2496	18,04
220	114,55	2823	13,07	92,39	2612	18,44
222,5 сброс ГО	115,96	2857	13,06	-	-	-
230	120,00	2966	12,98	96,14	2735	18,73
250	130,99	3285	12,54	103,20	3003	19,02
300	157,03	4113	16,53	120,05	3824	18,30
350	177,57	4588	12,89	139,37 сброс ГО	4559	17,49
400	191,32	5196	8,92	153,80	4966	13,31
450	198,73	5989	4,71	162,03	5462	12,21
500	201,02	7077	0,40	166,33	6070	10,65
525	200,60	7805	-1,74	167,72	6429	9,71
528,3 откл. ДУ	200,49	7808	-2,05	-	-	-
530	-	-	-	168,02	6506	9,51
550	-	-	-	169,42	6836	8,66
560	-	-	-	170,30	7016	8,22
570	-	-	-	171,35	7206	7,76
580	-	-	-	172,58	7293	7,41
586,09	-	-	-	173,32 откл. ДУ	7298	7,24
51
2-2
Рисунок 2.5. Общий вид АМС миссии «Марс-96», подготовленного для установки под ГО
Поэтому момент времени сброса створок ГО для каждого из запускаемых КЛА выбирается исходя как из решения баллистических задач, так и из необходимости обеспечить заданный тепловой режим выступающих после раскрытия ТО в набегающий поток газа элементов АМС и КЛА.
На рисунке 2.4 представлена форма и геометрические размеры ГО одного из классов ракет-носителей. Там же в трех расчетных точках 1, 3 и 5 по длине ГО показаны схемы теплозащитного покрытия (ТЗП) на внешней поверхности оболочки из алюминиевого сплава и толщина тепло
изоляции из пористого материала, размещаемой на внутренней поверхности между шпангоутами оболочки.
В таблице 2.3 для иллюстрации характера изменения параметров траектории при выводе КА в космос приведены высота, скорость и угол атаки при запуске КЛА «Канопус-В» массой около 450 кг для дистанционного зондирования Земли и АМС «ЭкзоМарс-2020» (масса - около 2000 кг)
совместной программы Европейского космического агентства (ЕКА) и российской го
скорпорации «Роскосмос» по исследованию Марса. Основной целью программы является поиск доказательств существования в прошлом и настоящем жизни на Марсе.
Сравнение параметров траекторий двух запусков, представленных в таблице 2.3, указывает на значительное расхождение высоты сброса ГО, свидетельствующее о том, что при решении баллистической задачи вывода конкретного КЛА или АМС в околоземное космическое пространство учитываются и величины физических параметров окружающей среды в момент сброса ГО. Именно с этого момента она начинает воздействовать непосредственно на элементы конструкции, приборы и оборудование внешнего расположения запускаемого КА, подвергая их тепловому и силовому воздействию набегающего газового потока. Поэтому сброс ГО выбирается на высоте, обеспечивающей достаточно низкие уровни аэродинамического и теплового воздействия атмосферного потока на элементы конструкции и оборудование КА. При этом учитывается, что какая-то часть элементов конструкции КА или приборов может быть не укрыта используемой при проектировании космической техники экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ), как это иллюстрирует рисунок 2.5.
Математическая модель для расчета тепловых потоков к обшивке ГО и к КА, размещаемому под обтекателем PH
При полете PH с КА под обтекателем на наружную поверхность ГО со стороны набегающего потока воздуха воздействуют конвективные тепловые потоки, а от внутренней нагретой поверхности стенки ГО на КА - радиационные, которые и обусловливают температурное состояние элементов его конструкции.
52
2-2
Внешний конвективный тепловой поток вызывает нагрев наружной поверхности ГО. Если на ней в расчетной точке нанесен слой сублимирующего теплозащитного материала, то при достижении температуры сублимации материал уносится, сохраняя достигнутую температуру. Одновременно идет прогрев самой оболочки ГО и расположенного на его внутренней поверхности слоя теплоизоляции, от которой излучением тепло передается к поверхности и на элементы конструкции космического аппарата.
Исходными данными для определения этих тепловых потоков являются:
-	параметры траектории выведения КА за пределы атмосферы Земли, подобные приведенным в таблице 2.3;
-	параметры атмосферы Земли в соответствии с её стандартной моделью (ГОСТ 4401-87, 1982);
-	конструкция многослойной стенки ГО в расчетных точках по длине ГО (пример см. на рисунке 2.4);
-	теплофизические свойства конструкционных, теплозащитных и теплоизоляционных материалов, составляющих стенку ГО в соответствующих точках;
-	математические соотношения, устанавливающие зависимость тепловых потоков к поверхности обтекаемых объектов (тел) от газодинамических параметров набегающего воздушного потока и параметров движения этих тел.
При расчете конвективных тепловых потоков, приходящих к поверхности движущихся тел, и прогрева конструкции этой поверхности (стенки) используется математическая модель, разработанная по результатам расчетно-экспериментальных работ, выполненных в ракетно-космической отрасли (Лунёв В.В., 2007; Авдуевский В.С. и др., 1975; Руководство..., 2010), и представленная в описании программно-вычислительного комплекса (Иванков А.А., 1994). Эта модель апробирована в НПО им. С.А. Лавочкина при разработке тепловой защиты ряда головных обтекателей и сборочно-защитных блоков, предназначенных для защиты КА от теплового и силового воздействия атмосферы на участке выведения PH. Разработано также численное моделирование тепломассообмена для проектирования теплозащиты конструкционных стенок корпусов космических спускаемых аппаратов (Иванков А.А., 2011).
При расчетах тепловых потоков от набегающего газа атмосферы и для последующего расчета прогрева элементов конструкции стенки ГО и оборудования КА на участке выведения необходимо знать распределение вдоль траектории полета PH с КА определяющих параметров подобия и газодинамических характеристик набегающего газа, характеризующих его тепловое состояние. К искомым параметрам подобия относятся: число Кнудсена - Кп, число Рейнольдса - Re и число Маха - М. Эти параметры определяются из соотношений, предложенных в (Шаф С. А., Шамбре ПА., 1963):
Кп = ИЦ Re = pIT/ц; М = Via,
где /- средняя длина свободного пробега молекул воздуха, согласно ГОСТ 4401-81 она определяется соотношением /=2,33238-10“5 TIP',
L - некоторый характерный размер обтекаемого воздухом объекта (обычно - максимальный его поперечник, для ГО - его диаметр);
р - плотность газового потока;
ц - динамическая вязкость;
М - число Маха;
53
2-2
V- скорость газа;
Т - температура газа;
Р - давление газа;
а=д/(жЛ77М) - скорость звука,
где ае= 1,4 и 7?=8314,32 Дж/(Ккмоль) - соответственно показатель адиабаты и универсальная газовая постоянная атмосферы;
М=28,96442 кг/кмоль - молярная масса воздуха.
Значение числа Кнудсена указывает на реализуемый режим обтекания газовым потоком объекта размером, сравниваемым со средней длиной свободного пробега молекулы в этом потоке. В соответствии с классификацией работы {Шаф С. А., 1971):
-	если Кп<0,01, то в этих границах изменения указанного параметра подобия реализуется режим обтекания газом, соответствующий течению сплошной среды;
-	если 0,01<Кп<10, то в этих границах изменения Кп реализуется переходный режим обтекания тела от сплошного к свободномолекулярному;
-	если Кп>10, то реализуется режим обтекания объекта свободномолекулярным потоком, т.е. без столкновения молекул воздуха между собой до попадания на поверхность объекта.
Значение числа Рейнольдса указывает на реализуемый режим течения (ламинарный или турбулентный) в пограничном слое на поверхности обтекаемого потоком газа объекта.
Число Маха определяет дозвуковой или сверхзвуковой режим обтекания движущегося в газовой среде объекта со скоростью V.
Затем определяются параметры торможения набегающего потока воздуха: удельная энтальпия Яо, температура Го и давление Ро с учетом реальных физико-химических процессов, протекающих у поверхности обтекаемого объекта. Математические соотношения, устанавливающие связь параметров заторможенного газового потока, движущегося со скоростью, соответствующей некоторому числу Маха М на определенной высоте над земной поверхностью, со стационарными газодинамическими параметрами воздуха на этой же высоте, подробно представлены в монографии {Гинзбург И.Я., 1966).
Сравнивая типичный для ракет-носителей, используемых для запуска АМС, диаметр головного обтекателя, равный около 4 м, с зависимостью параметра I от высоты атмосферного столба, можно видеть, что до высоты около 90 км (/=0,024 м, Кп=0,006<0,01) реализуется обтекание ГО сплошным потоком. Выше 155 км (/=44,1 м, Кп>10) наступает свободномолекулярный режим взаимодействия воздуха с поверхностью ГО. Между этими высотами ГО обтекается потоком газа с переходным режимом течения.
Расчет конвективных тепловых потоков при сплошном режиме течения проводится с помощью конечных соотношений, которые для ламинарного {qL) и турбулентного {qT) пограничных слоев в расчетной точке поверхности обтекаемого ГО имеют вид {Руководство..., 1972; 2010)
qL=KL(eyp°f-R-°~5-Vy5(}-IJIJ,
qT=KT^)-p^-R^2-Vy{\-IJI^
где KL =Al [O,55+O,45cos(20)], Kt = At [3,75sin(e)-3,5sin2(0)].
Здесь коэффициенты AL для ламинарного и Ат для турбулентного пограничных слоев - заданные числовые множители; R - характерный линейный размер обтека
54
2-2
емого элемента конструкции (диаметр ГО). При расчетах вдоль образующей поверхности ГО значения тепловых потоков qL и qT сравниваются, затем в качестве расчетного выбирается значение, наибольшее из сравниваемых. Очевидно, что такой подход дает некоторый запас по уровню тепловой нагрузки.
Для переходного режима течения (0,01<Кп<10) конвективный тепловой поток qQi при нормальном падении линии тока в точку поверхности элемента конструкции рассчитывается по зависимостям чисел Стантона St^K2), полученным обобщением большого количества экспериментальных и теоретических данных при обтекании элементов конструкции СА различной формы {Руководство..., 2010). С учетом выражения
St(K2) =------------
где 4 и Iw - соответственно энтальпия торможения и энтальпия газа при температуре стенки, выражение для конвективного теплового потока в критической точке элемента конструкции записывается в виде
Я0^(К2)р^(Ц- Iw),
К2_	1
кСМ2'
Здесь К - параметр разреженности воздуха, введенный для использования в работе {Руководство..., 2010); ц - динамический коэффициент вязкости, определяется с помощью формулы Саттерлэнда {Сивухин Д.В., 1990); R - характерный линейный размер обтекаемого тела (для ГО - диаметр); С* =	/(риТ*) - коэффициент Че-
пмена - Рубезина; T={Tw+Tq)I2 - характерная температура газа; Т^, Twn То - соответственно температура газа в набегающем потоке, на поверхности обтекаемого объекта, и температура торможения; к - показатель адиабаты. Нижние индексы «оо» и «0» соответствуют параметрам набегающего потока и параметрам торможения.
При свободномолекулярном режиме течения (Кп>10) тепловой поток к поверхности элемента конструкции обтекаемого объекта определяется с помощью следующих соотношений {Коган М.Н., 1967):
(RT^s^ к 1 (к+1) Tw\	2i
?=ЯеР”(2лД I-V + к-1 - 2 (к-1) rJxW-0,5exp(-Se)J
при О<0<л/2;
%(х) = exp(-x2)+7i°’5x(l+e?/(x))
при 7i/2<0<7i q = 0.
erf {х)= 2тГ0’5|ехр(-Г2)<7г - функция ошибок;
о
5’=(к/2)°'5Л/00- скоростное отношение;
5,()=5cos(0);
0 - угол падения линии тока к поверхности обтекаемого элемента;
а={Е, - E,f{Ej - Ef)- коэффициент термической аккомодации;
R - универсальная газовая постоянная;
Et, Ег - энергия соответственно падающих и отраженных молекул газа от поверхности тела;
Еи - энергия отраженных молекул, как если бы все они отражались с максвелловским распределением скоростей, соответствующим температуре поверхности тела Tw.
55
2-2
После определения тепловых потоков к поверхности ГО при движении PH в атмосфере расчитывают прогрев конструкции стенки ГО, включающей слой ТЗП, металлическую конструкцию ГО (обшивку, оболочку) и теплоизоляцию, схемы которых в трех точках по длине ГО показаны на рисунке 2.4.
Расчет ведется в одномерной постановке. Такое допущение оправдано тем, что температурные градиенты в нормальном к поверхности стенки ГО направлении существенно больше, чем в касательном (вдоль оболочки ГО).
При расчете прогрева участка стенки, на котором есть слой ТЗП, учитывается термическое разрушение материала ТЗП в тот момент, когда будет достигнута температура его сублимации.
Для определения динамики прогрева стенки ГО в указанных точках 1, 3 и 5 вдоль ее поперечного сечения с учетом процесса термического разложения материала ТЗП используется {Иванков А.А., 2011) нестационарное уравнение теплопроводности с подвижными (свободными) границами, выстраиваемыми в процессе счета,
Cpm—=—0<х<8,	(2.1)
т dt 5х[ Зх J g g дх	у >
где Т,= Тт (х,/) - температура материала ТЗП; С(х), р,„(х) и Х(х) - соответственно теплоемкость единицы массы, плотность и коэффициент теплопроводности материала ТЗП; Cg - теплоемкость единицы массы газообразных продуктов разложения используемого материала ТЗП; Qd - мощность стока тепла за счет внутреннего разрушения материала ТЗП (зависит от типа материала); х - координата, отсчитываемая в направлении, нормальном к поверхности стенки, х=0 соответствует стороне, обтекаемой набегающим потоком газа; 8 - начальное значение толщины слоя ТЗП; t и tf - соответственно текущее и конечное время прогрева.
Для рассматриваемой конструкции ТЗП и используемых материалов принята следующая схема разрушения: область термического разрушения ТЗП сосредоточена в узкой зоне, прилегающей к границе раздела двух разнородных материалов - обшивки и нанесенного на нее сублимирующего материала. Кроме того, если сублимирующий материал ТЗП газонепроницаемый, пренебрегается эффектами охлаждения за счет фильтрации продуктов газовыделения сквозь среду материала к более прогретым слоям (расположенным ближе к обтекаемой поверхности). Очевидно, что пренебрежение этим эффектом дает некоторый запас по прогреву и уносу массы ТЗП при ее проектировании.
С учетом принятых допущений из уравнения (2.1) при выбранном материале ТЗП могут быть исключены два последних члена, соответствующих отводу тепла за счет фильтрации продуктов газовыделения Cg и распределенному по объему материала стоку тепла Qd за счет внутреннего термического разложения, тогда как сток тепла в локальной зоне возле границы раздела материалов учитывается соответствующим граничным условием.
Далее в описании модели нижний индекс «т», обозначающий принадлежность физической величины материалу слоя стенки, для простоты опускается.
В рассматриваемом случае теплофизические характеристики материала - коэффициенты уравнения теплопроводности (2.1): С(х), р(х) и Х(х) - являются разрывными функциями. В задаче прогрева многослойной стенки они терпят сильный разрыв на стыке материалов с различными теплофизическими свойствами. В точке разрыва коэффициентов выполняются естественные условия сопряжения - непрерывности
56
2-2
температуры T(x,t) и теплового потока (X дТ/дх). Таким образом, предполагается, что контакт разнородных материалов внутри стенки ГО идеален. Условия сопряжения записываются в виде
[Г(х,/)] = 0,
л дТ \---
дх
= 0,
где символом [ ] обозначен скачок функции при переходе контакта двух материалов.
Начальное распределение температуры по толщине стенки ГО в момент времени Г=0 задается функцией Ть(х)\
W)= ВД, 0<х<8, /=0.	(2.2)
Граничные условия 1-го типа моделируют унос материала ТЗП в точке ГО, где она есть. При этом используется модель, по которой унос материала начинается при достижении температуры поверхности значения, равного температуре разрушения используемого материала ТЗП Td:
T(t,x)=Td0, x=xdfi(t\ Q<xd$<b, $<t<th	(2.3)
где хс/о(О - положение разрушаемой (внешней) границы, определяемое в процессе решения.
Скорость движения границы
Vddt)=dxd$ldt
находится из уравнения баланса тепла:
где q0 - суммарный тепловой поток к поверхности; индекс «О» относится к внешней поверхности стенки. В формулировке условия (2.4) пренебрегается тепловым потоком за счет теплопроводности. Это допущение приводит к незначительному завышению уноса материала с поверхности.
При отсутствии уноса с поверхности, когда ее температура не превышает температуры разрушения материала Г(/, х)<Тм, или в точке стенки, где ТЗП нет, вместо (2.3) задается новое условие, которое записывается в виде
дТ
-^—=q<rew<>vT4, x=xd0,Q<t<tf.	(2.5)
На внутренней поверхности теплозащиты температура T(t,x) всегда меньше ее температуры разрушения Td]. Здесь граничное условие имеет вид
I—х=8, Q<t<tr,	(2.6)
дх
где q} - суммарный тепловой поток к поверхности; индекс «1» относится к внутренней поверхности х=8.
На внутренних (нижних на схемах стенок на рис. 2.4) поверхностях металлической оболочки ГО и теплоизоляции ставится условие
К/,о=0.	(2.7)
Таким образом, задача об определении температуры в поперечном сечении стенки ГО формулируется следующим образом: найти решение уравнения (2.1) при заданных начальных (2.2) и граничных условиях на внешней поверхности (2.3) или (2.5) и на внутренней - при условии (2.6) с учетом соотношений (2.4) на внешней и (2.7) -на внутренних поверхностях.
57
2-2
Kn
1E+1
1E+0
IE-1
1E-2
IE-3
IE-4
IE-5
IE-6
IE-7
IE-8
Re-10-6
1E+8 g-
1E+7 r
1E+6 r
1E+5 r
1E+4 г
1E+3 r
1E+2 r
1E+1 r
1E+0 r
1E-1 L
Рисунок 2.7. Высота H, числа Рейнольдса и Кнудсена (в логарифмическом масштабе) по траектории выведения
58
2-2
Рисунок 2.8. Параметры торможения газового потока при выведении
Рисунок 2.9. Тепловой поток к холодной стенке (Tw = -10°С) в расчетных точках поверхности ГО
59
2-2
С учетом существования сильных разрывов коэффициентов уравнения теплопроводности (2.1) на стыках слоев из различных материалов стенки ГО для численного решения задачи прогрева с уносом и без уноса материала ТЗП используется разработанная однородная консервативная разностная схема {Борисов В.М., 1974), которая позволяет проводить вычисления без явного выделения точек разрыва.
Ниже, на рисунках 2.6-2.10, приведены последовательные результаты расчетов по определению теплового потока, поступающего к поверхности КА от внутренней поверхности конструкции стенки ГО при выведении КЛА «Канопус-В».
На рисунке 2.6 графически показано изменение высоты Н, скорости V и угла атаки а при выведении КЛА за пределы плотных слоев атмосферы, а на рисунках 2.7 и 2.8 - изменение критериев подобия чисел Рейнольдса и Кнудсена и соответственно параметров торможения: температуры Го, давления Ро и энтальпии воздушного потока Но.
На рисунках 2.9 и 2.10 приведено изменение по времени тепловых потоков к поверхности ГО в соответствующих точках его поперечного сечения (рисунок 2.4.) и к поверхности КЛА, находящегося под обтекателем.
1 - при начальной температуре стенки 7||=35°С;
2 - при Т„= - 5° С
Рисунок 2.10. Удельный тепловой поток к конструкции КЛА от внутренней поверхности ГО до сброса створок обтекателя
60
2-2
Физические параметры окружающей среды АМС и КЛА и их тепловые режимы при полете в атмосфере Земли в составе космической головной части после сброса обтекателя PH
По достижении при запуске КЛА выбранной высоты и заданного времени полета осуществляется сброс створок ГО ракеты-носителя. Выводимый в космос КЛА оказывается в открытом пространстве и подвергается непосредственному воздействию воздушного потока, причем конфигурация аппарата сохраняется в сложенном положении, но отдельные элементы конструкции и приборы испытывают тепловое воздействие высокоскоростного и достаточно разреженного газа.
Поэтому и на этом участке выведения требуется проводить расчеты по определению температурного состояния всех выступающих в поток элементов КЛА и находить мероприятия по обеспечению их теплового режима в допустимом диапазоне температур.
Здесь также тепловые потоки к поверхности подвергаемых расчету приборов и элементов зависят, главным образом, от газодинамических параметров в набегающем воздухе, от режима течения, геометрических размеров и формы обтекаемых элементов, от угла падения линии тока к поверхности.
Исходными данными для расчетов теплового воздействия газа атмосферы на элементы конструкции КА являются:
-	параметры траектории выведения аппарата - высота полета Я, км, относительная скорость полета относительно Земли К, м/с, угол атаки PH а, град после сброса ГО;
-	модель земной атмосферы на участке полета после сброса ГО;
-	газодинамические параметры набегающего газового потока, и критерии подобия, определяющие уровни теплового воздействия;
-	конфигурация приборов, элементов конструкции КЛА, их геометрические характеристики и свойства материалов, из которых они изготовлены;
-	особенности взаимного расположения приборов и элементов конструкции КЛА.
Как показывают опыт проектирования КЛА и оценки реальных условий сброса ГО, обтекание элементов КЛА происходит разреженным газом и реализуются переходной и свободномолекулярный режимы течения. При этом границы перехода режимов течения определяются числовым значением числа Кнудсена: Кп=//Г, в котором в качестве характерного размера принимается поперечник КЛА в сложенном положении. Поскольку размеры привлекаемых к расчету приборов и элементов конструкции КЛА заведомо меньше поперечного размера КЛА, то указанные границы применения соотношений для определения конвективных тепловых потоков, использованных для случая расчета потоков на ГО, по высоте ниже, чем установленные для него ранее 90 и 155 км.
Для расчетов на этих режимах обтекания аэротермодинамических параметров как открытых, так и укрытых ЭВТИ элементов конструкции КЛА в НПО им. С.А. Лавочкина также используется программно-алгоритмическое обеспечение (ПАО) {Иванков А.А., 1994), написанное на стандарте языка Фортран 95 для ПЭВМ типа IBM PC. Параметры траектории выведения КЛА задаются в указанном ПАО в виде таблиц, отражающих зависимости по времени в интервале от момента сброса ГО до завершения активного участка выведения - выключения двигательной установки PH (таблица 2.3).
Газодинамические параметры набегающего на каждый из рассматриваемых элементов КЛА газового потока определяются с помощью основных соотношений газовой динамики, устанавливающих связь между параметрами заторможенного газ
61
2-2
и их стационарным состоянием на данном уровне над земной поверхностью (Гинзбург И .ГЦ 1966).
Конфигурация КЛА, в котором изделие находится в сложенном положении, особенности взаимного расположения приборов и элементов конструкции КЛА, подвергаемых прямому попаданию газового потока, их теплоизоляция выявляются по рабочим чертежам изделия. Эти данные могут быть уточнены на собранном макете изделия, используемом при создании аппарата для отработки укладки на нем теплоизоляционных матов ЭВТИ.
Расчет конвективных тепловых потоков к выступающим в поток разреженного воздуха элементам конструкции КЛА на переходном и свободномолекулярном режимах обтекания ведется по тем же соотношениям, что и при обтекании ГО на этих же режимах.
Для упрощенного определения распределения тепловых потоков на элементах сферической формы может быть использована аппроксимация формулы из работы (Мурзинов И.ГЦ 1966) для ламинарного пограничного слоя на сфере, рекомендованная в (Руководство..., 2010) для переходного режима течения:
?(0)=?o[0,55+0,45cos(20)],0<0<90°,
где qQ - тепловой поток в критической точке сферической поверхности, к которой молекула воздуха подходит по нормали к касательной в этой точке; 0 - полярный угол луча, исходящего из центра сферы и отсчитываемый от критической точки.
Для других форм элементов используются различные эмпирические зависимости, полученные на основе данных экспериментов (Руководство..., 2010).
Требования по допустимому тепловому воздействию атмосферного потока после сброса ГО на элементы конструкции, приборы и оборудование внешнего расположения КЛА обычно формулируются разработчиками этих приборов и оборудования, а также разработчиками ЭВТИ, устанавливаемой на наружных поверхностях КЛА и подвергаемых непосредственному воздействию атмосферы.
Для удовлетворения этих требований проводятся соответствующие мероприятия по теплозащите приборов и элементов конструкции КЛА, подвергающихся воздействию воздушного потока.
Так, при запуске АМС миссии «Марс-96» после сброса обтекателя на 197-й секунде (высота - около 126 км) на выступающие элементы АМС цилиндрической и сферической формы (рисунок 2.5) действовал напор воздуха под давлением 63 Па. Для обеспечения теплового режима поверхности элементов укрывались теплоизоляцией типа ЭВТИ-2И12 с разным набором слоев. При этом температура внешней поверхности ЭВТИ на элементе цилиндрической формы диаметром 1 м достигала 370°С; на сферах радиусом 0,03; 0,1; 0,3 и 1,0 м - соответственно 660; 550; 450 и 300°С.
2.2.2.	Физические параметры среды при функционировании СОТР АМС в космическом пространстве
При движении в космосе по орбите искусственного спутника планеты и по траектории межпланетного перелета на АМС воздействуют физические условия внешней и внутренней сред, меняющиеся с изменением координат и ориентации АМС в космическом пространстве и этапов программы научных и технических исследований, поставленных перед АМС.
62
2-2
Внешняя среда формирует на наружной поверхности элементов конструкции станции переменные поля следующих видов потоков излучения и энергии:
-	падающий поток прямого солнечного излучения;
-	падающий поток отражённого от планеты солнечного излучения;
-	падающий поток собственного теплового излучения планеты;
-	падающий поток собственного теплового излучения элементов поверхности АМС;
-	энергия, получаемая от столкновения с молекулами газа верхних разреженных слоев атмосферы.
Отличительной особенностью космоса является чрезвычайно малая плотность вещества в нем. В связи с этим передача тепла между неконтактирующими телами и отвод тепла от тел в космосе могут происходить лишь излучением с их поверхностей.
Температурная среда во внутренних объемах элементов конструкции АМС формируется потоками тепла, генерируемыми различными внутренними источниками: электроприборами, химическими батареями, радиоизотопными термоэлектрическими генераторами и другими источниками сосредоточенного и распределенного тепла.
В указанных условиях функционирования АМС задачей её СОТР является рассредоточение внутреннего тепловыделения и внешних теплопритоков по всей конструкции станции так, чтобы при различной комбинации внутренней и внешней тепловых нагрузок, соответствующих выполняемой конкретной АМС задаче, удовлетворялись требуемые диапазоны допустимых температур всех элементов конструкции АМС.
В СОТР всех современных КЛА используются все три механизма передачи тепла: теплопроводность, конвекция и излучение.
Меняющиеся ориентация аппаратов и баллистические данные требуют путем управляемого теплообмена с внешней средой для дополнительного выравнивания теплообменных процессов в КЛА использовать полную или частичную теплоизоляцию его внешней поверхности или отдельных элементов конструкции аппарата.
Приведем краткие сведения о некоторых числовых значениях физических параметров, характеризующих условия околоземного (ОЗКП) и околосолнечного космического пространств (ОСКП), влияющие на тепловое состояние КЛА и АМС, находящихся в этих пространствах. За описанием математических выражений для определения этих параметров и соотношений, связывающих их друг с другом, можно обратиться к главе 4.
Солнечная радиация
Основным источником излучения в Солнечной системе является Солнце. За год Солнце высвечивает в космос энергию, равную 1,2-1034 Дж, что соответствует выработке 3,4-1018 тераВатт-часов. Ежесекундно масса Солнца уменьшается на 4,3 млн тонн. За гипотетические 4,5 миллиарда лет своего существования Солнце потеряло 6• 1026 кг, что соответствует всего 0,03% его массы.
На Землю попадает примерно 2 миллиардные доли этой энергии, из которых в среднем 45% сразу отражается обратно в космос. Земля поглощает около 1 млрд тераВатт-часов солнечной энергии в год. Для сравнения: мировое производство электроэнергии составляет около 2000 тераВатт-часов в год, то есть 0,002% от солнечной энергии.
63
2-2
Рисунок 2.11. Энергия и спектр солнечного излучения
Рисунок 2.11 иллюстрирует схему потока солнечной радиации и распределение излучаемой Солнцем энергии по длинам волн за пределами атмосферы Земли и на её поверхности.
Основной характеристикой, определяющей уровень внешних тепловых потоков, поступающих к наружной поверхности АМС и КЛА, является солнечная постоянная S, величина которой зависит не только от плотности излучения Солнца, но и от расстояния между АМС КЛА и Солнцем. Величина солнечной постоянной в любой точке космического пространства представляет собой суммарную мощность солнечного излучения, проходящего через единичную площадку, ориентированную перпендикулярно потоку. В качестве опорной величины солнечной постоянной для расчетов теплового потока в ОСКП принято использовать величину So, соответствующую солнечной постоянной за пределами земной атмосферы в ОЗКП.
Величина So в ОЗКП не является постоянной по годичному циклу времени, на неё влияют два основных фактора: годовое изменение по причине эллиптичности орбиты Земли расстояния между Землей и Солнцем и изменение солнечной активности.
Земля движется вокруг Солнца по эллиптической орбите на расстоянии около 150 млн км со средней скоростью 29,765 км/с. Скорость колеблется от 30,27 (в перигелии) до 29,27 км/с (в афелии). Двигаясь по орбите, Земля совершает полный оборот за 365,2564 средних солнечных суток (один звёздный год). В настоящее время перигелий Земли приходится примерно на 3 января, афелий - примерно на 4 июля. Из-за из
64
2-2
менения расстояния между Землёй и Солнцем в перигелии количество солнечной энергии, достигающей Землю, на 6,9%. больше. Афелий составляет 103,4% дистанции до перигелия. По закону обратных квадратов, излучение в перигелии составляет примерно 106,9% энергии в афелии.
Изменение величины So в ОЗКП обусловлено также изменением интенсивности излучения Солнца, происходящим из-за изменения числа и суммарной площади солнечных пятен.
В результате многолетних прямых измерений величины S() Для Земли различными спутниковыми системами установлено среднее её значение, равное 1367 Вт/м2. Однако при проектировании СОТР АМС и КЛА следует учитывать сроки функционирования этих КА, поскольку реальный поток излучения меняется сильнее всего от 1412 Вт/м2 в начале января до 1321 Вт/м2 в начале июля.
На рисунке 2.12 приведена зависимость спектральной плотности солнечного излучения от длины волны. Весь диапазон длин волн солнечного спектра делится на три основных участка: ультрафиолетовый диапазон - от 0 до ~0,4 мкм, видимый свет - от ~0,4 до ~0,8 мкм и инфракрасный диапазон, имеющий границы от ~0,8 до 80 мкм. При этом весь диапазон инфракрасного излучения (ПК) делится на коротковолновое ИК-излучение - от 0,8 до ~4 мкм и длинноволновое ИК-излучение -от 4 до 80 мкм.
Рисунок 2.12. Спектр солнечного излучения на орбите Земли в ОЗКП (1), на поверхности Земли (2) и их техническая огибающая (3)
65
2-2
УФ-излучение видимый	коротковолновое	длинноволновое
свет	ИК-излучение	ИК-излучение
Рисунок 2.13. Сравнение спектрального состава солнечного излучения и теплового излучения Земли
Собственное тепловое излучение Земли
Длинноволновое ИК-излучение в достаточно широком диапазоне длин волн (4...80 мкм) и составляет характерное для Земли собственное тепловое излучение. Сравнение профилей спектров двух источников излучения - Солнца и Земли - схематично иллюстрирует рисунок 2.13.
В расчетных методиках НПО им. С. А. Лавочкина при проектировании СОТР АМС и КЛА учитывается, что лучистый теплообмен между поверхностью этих аппаратов Землей и Солнцем характеризуется двумя диапазонами спектра, связанными с солнечным потоком излучения и длинноволновым инфракрасным потоком собственных излучений планеты и конструкции аппарата.
Отраженное тепловое излучение Земли
Земля получает лишь 1/2000000000 часть солнечной энергии. Из нее 1% «жесткого» ультрафиолетового излучения поглощается молекулами газов на высоте свыше 100 км, еще 3% «мягкого» ультрафиолетового излучения поглощается озоном О3 и 4% теплового излучения поглощается водяными парами в тропосфере. В приземные слои воздуха попадает 92% оптического солнечного излучения, 45% излучения рассеивается молекулами воздуха и придает небу голубой цвет, 47% достигает поверхности Земли, но 7% отражается ею обратно. Поверхность Земли поглощает 40% падающей на нее энергии солнечных лучей и еще 8% из предварительно рассеянных лучей в атмосфере (Сивков С.И., 1968).
Солнечный тепловой поток, достигая Земли, частично отражается от ее поверхности и атмосферы: вода отражает 5% этого потока, снег - 77%, песок - 24%, строения - 9%.
66
2-2
Поэтому величина отраженного Землей теплового потока сильно зависит от времени года. В июле, когда для атмосферы характерна сравнительно небольшая облачность, отражается 32% солнечного потока, в октябре, когда облака задерживают большее количество тепла, эта величина возрастает до 52%. Обычно принимают, что в среднем от поверхности Земли и облаков отражается порядка 40% солнечного теплового потока.
Характеристикой способности какой-либо поверхности диффузно отражать солнечное излучение в космонавтике и космологии служит физический параметр я, называемый альбедо. Альбедо планеты - это отношение количества света, ею отражённого, ко всему количеству света, которое падает на планету от Солнца. Другими словами, альбедо планеты - это процентное отношение солнечной радиации, отданной земным шаром планеты (вместе с её атмосферой) обратно в мировое пространство, к солнечной радиации, поступившей на границу атмосферы.
В таблице 2.4, заимствованной из монографии {Петров Г. И., 1971), приведены альбедо и характеристики излучения всех планет Солнечной системы и Луны для определения внешних тепловых потоков, падающих на поверхности искусственных спутников этих планет и автоматических космических станций, осуществляющих перелеты между планетами.
Таблица 2.4. Характеристики излучения Луны и планет Солнечной системы
планета	характеристика			
	So, Вт/м2	а	7соб, Вт/м2	^солн, Вт/м2
Меркурий	9400	0,065	2200	330
Венера	2700	0,76	185	940
Земля	1400	0,38	220	265
Луна	1400	0,073	326	49
Марс	620	0,16	130	50
Юпитер	52,8	0,59	6,5	0,14
Сатурн	15,7	0,55	1,6	5,0
Уран	3,88	0,93	0,50	1,00
Нептун	1,57	0,84	0,12	0,55
Из таблицы 2.4 следует, что величина солнечной постоянной S() в каждом из околопланетных космических пространств отраженного поверхностью планеты солнечного теплового потока и падающий поток собственного теплового излучения планеты ^соб уменьшаются с удалением планеты от Солнца. Исключение составляет Венера, обладающая плотной атмосферой и облачностью, сплошь покрывающей планету, в результате чего доля отраженного солнечного потока атмосферой и облаками намного превышает часть тепла, достигающего поверхности Венеры.
67
2-2
Тепловая энергия, поступающая к КЛА в результате столкновения с молекулами разреженной газовой среды
Тепловая энергия, получаемая от столкновения поверхности элементов конструкции АМС или КЛА с молекулами газа верхних разреженных слоев атмосферы, рассчитывается по математической модели и с помощью соотношений, описанных вп. 2.2.1.
При реализации перспективных проектов АМС, предназначенных для полета вне Солнечной системы, используются условия, характерные для межгалактической области космического пространства. Тепловые потоки, идущие на АМС от звезд, практически малы. При расчетах теплообмена поверхности АМС с межзвездным пространством следует принимать во внимание, что энергия излучений этого пространства, практически лишенного каких-либо источников, соответствует температуре 2,7...4,ОК.
Внутреннее тепловыделение в космических летательных аппаратах
Оценивая вышеизложенные космические условия функционирования КЛА, вращающихся по орбитам искусственных спутников планет, и АМС, курсирующих по траекториям межпланетных перелетов, видим, что эти условия являются суровыми по всем и, особенно по температурным, аспектам для всех создаваемых руками человека «живучих» объектов, запускаемых в космос.
Достаточно привести- пример того, что перепад температуры на поверхности не обеспеченного СОТР («мертвого») аппарата в течение одного оборота вокруг Земли может достигать 190°С, поскольку освещенная (обращенная к Солнцу) поверхность такого аппарата может нагреваться за счет излучения Солнца до 120°С, а теневая поверхность в результате лучистого излучения тепла в космос - охлаждаться до минус 70°С. Такое же охлаждение всего КЛА происходит и при движении на участке орбиты, находящейся в тени Земли.
Известно, что в межпланетном пространстве интенсивность солнечного теплового потока меняется обратно пропорционально квадрату расстояния от Солнца. Соответственно, температура поверхности, получающей только солнечную энергию, меняется обратно пропорционально корню квадратному из отношения расстояний от Солнца Щаплин С.В. и др., 2013). Поэтому температура поверхности, освещаемой Солнцем, искусственного спутника Венеры будет в 1,18 раза больше, чем Земли, а Марса - в 1,23 раза меньше.
Такие же суровые условия будут испытывать и посадочные аппараты (ПА) АМС, находясь на поверхностях планет или их спутников. Например, СОТР ПА, находящегося на поверхности Луны, должна обеспечивать «жизненный» режим работы и на участках с интенсивным собственным излучением участков ее поверхности, над которыми Солнце находится в зените (температура такой поверхности ~220°С), и на участках с практическим отсутствием внешних тепловых потоков лунной ночью (температура поверхности ~ минус 150°С). В связи с тем, что продолжительность лунного дня и лунной ночи составляет 29 земных суток, в этом случае нельзя рассчитывать только на осреднение температуры аппаратуры в ПА за счет его теплоемкости в течение лунных суток.
68
2-2
Для АМС, отправляемых к границам Солнечной системы, уже при достижении орбиты Юпитера солнечный тепловой поток настолько слаб (S-50 Вт/м2), что не играет существенной роли в обеспечении теплового режима станции.
Всё перечисленное свидетельствует о необходимости при создании КЛА и АМС принимать меры по устранению возможности допускать чрезмерное переохлаждение или перегрев КА. Для этого обычно используют комбинацию двух мер - тепловую изоляцию от перегрева от внешних источников тепла и снабжение аппаратов внутренними источниками тепла. Разумеется, степень использования и перераспределение ролей этих мер здесь зависит от конструкции проектируемых космических аппаратов. Например, КЛА герметичного исполнения, когда все его тепловыделяющее приборное оборудование помещено в закрытом заполненном газом отсеке, наружную поверхность аппарата можно полностью или частично изолировать от внешней среды, а избыток тепла сбрасывать излучением в космос, используя специальные радиационные теплообменники (РТО) или часть свободной от изоляции поверхности КЛА.
Все КЛА и АМС современной конструкции несут на борту электроприборы служебных систем, аппаратуру для проведения научных исследований, различные энергетические установки (солнечные и аккумуляторные батареи, радиоизотопные электрогенераторы и иные сосредоточенные источники тепла). Тепло выделяется и в электропроводящей бортовой кабельной системе КА. При работе все эти средства выделяют тепловую энергию, общая мощность которой весьма различается для каждого конкретного типа КЛА и зависит от класса и назначения аппарата.
Внутреннее тепловыделение КЛА и АМС - это временная последовательность выделения тепла различными элементами и оборудованием аппарата. Величина этого тепловыделения существенно влияет на выбор СОТР, прежде всего на площадь поверхностей РТО и принцип регулирования внешнего теплообмена, так как все тепло, выделившееся внутри КЛА, должно быть сброшено в окружающее пространство.
Перед автоматическими космическими аппаратами (АКА) ставятся всё более сложные задачи, и увеличение объемов научных исследований требует выработки повышенной электрической и тепловой энергии на борту. Однако растущие потребности в энерговооруженности АКА ограничены необходимостью увеличения площади поверхностей теплообменников или холодильников-излучателей, отводящих в космос избыточное тепло.
Так, для сброса в космос выделяемого на борту АКА тепла мощностью 10 кВт излучением с двухстороннего РТО по закону Стефана - Больцмана (^FeoT4) при средней температуре излучающих поверхностей Г=290 К (17°С) и степени черноты (коэффициент излучения) 8=0,8, о=5,67-10’8 Вт/м2К4 потребная площадь РТО должна составлять F-32 м2. То есть РТО должен иметь размеры 4x4 м, которые не совместимы с требованиями к размерам нескладываемых элементов КЛА и АМС, диктуемыми необходимостью размещения этих аппаратов под головными обтекателями современных ракет-носителей.
Кроме мер обеспечения управляемого сброса тепла с КЛА и АМС с использованием тепловой изоляции их наружной поверхности или отдельных элементов конструкции аппаратов, для некоторых КЛА используют также присущую конкретному аппарату программу ориентации.
69
2-2
Программа ориентации КЛА - один из способов управления теплообменом и повышения эффективности работы СОТР
Программа ориентации - последовательность положения осей КЛА в пространстве относительно звезд, планет, Солнца. Ориентация КЛА в пространстве определяет количество тепловых потоков, получаемых различными участками поверхности КЛА. Конструктивные особенности КЛА (число и форма отсеков, компоновка и размещение в них оборудования, наличие головного обтекателя, защищающего КЛА от аэродинамических перегрузок и нагрева на активном участке и т.п.) непосредственно влияют на состав СОТР, ее массовые и энергетические характеристики и эффективность работы.
2.2.3.	Физические параметры среды при функционировании СОТР АМС на орбитах и посадочных аппаратов -на поверхностях планет Солнечной системы
Сведения об основных физических параметрах планетарных небесных тел Солнечной системы
В таблице 2.5 приводятся некоторые основные физические характеристики планет Солнечной системы и Луны, планируемых мировым научным сообществом в ближайшей и среднесрочной перспективе к проведению исследований их физики контактным способом с помощью АМС и спускаемых аппаратов. Такой способ исследований даёт более достоверные результаты по сравнению с дистанционным зондированием поверхностей любых небесных тел научными лабораториями. В таблице 2.6 приведен более полный набор физических параметров планет Солнечной системы, включая и параметры их атмосфер.
Таблица 2.5. Основные физические характеристики планет Солнечной системы
планеты (карликовая планета)	диаметр (относительно земного)	масса (относительно земной)	орбитальный радиус, а.е.	период обращения (в земных годах)	сутки (относительно земных)	количество спутников
Меркурий	0,382	0,055	0,38	0,241	58,6	0
Венера	0,949	0,815	0,72	0,615	243	0
Земля	1,0	1,0	1,0	1,0	1,0	1
Луна	0,27	0,023	~1	~1	~28	-
Марс	0,53	0,107	1,52	1,88	1,03	2
Юпитер	П,2	318	5,20	11,86	0,414	69
Сатурн	9,41	95	9,54	29,46	0,426	62
Уран	3,98	14,6	19,22	84,01	0,718	27
Нептун	3,81	17,2	30,06	164,79	0,671	14
Плутон	0,186	0,0022	39,2	248,09	6,387	5
70
2-2
Таблица 2.6. Физические параметры Солнца и планет Солнечной системы
небесное тело	скорость орбитальная, км/с	ускорение свободного падения, м/с2	состав атмосферы, %	температура, °C	давление, кПа
Солнце	-	271	фотосфера	эфф. фотосферы +6052	-
Меркурий	47,36	3,70	42% О2; 29% Na; 22% Н2 6% Не; 0,5% Ка	75 = const на глубине 1 м	10'13
Венера	35,02	8,87	96,5%СО2; 3,5% N2; Ar; Хе; Ne	464	9300
Земля	29,78	9,81	78,08% N2; 20,95% О2 0,93% Аг; 0,04% СО2	мин. - 9,21; ср. +14; макс. +56,7	100
Луна	1023,00	1,62	нет	мин. - 173; ср. - 53; макс. +117	-
Марс	24,13	3,71	95,32% СО2; 2,7% N2; 1,6% Аг; 0,13% О2	мин. - 140; макс. +20	0,6
Юпитер	13,07	24,79	89,8% Н2; 10,2% Не	-	20-220
Сатурн	9,69	10,44	96% Н2; 3% Не метан 0,4%	на ур. 100 кПа: - 139 на ур. ЮкПа- 189	-
Уран	6,81	8,87	83% Н2; 10,2% Не метан 2,3%	на ур. ЮОкПа:- 197 на ур. ЮкПа ср. - 220	-
Нептун	5,43	11,15	86% Н2; 19% Не метан 1,5%	на ур. ЮОкПа:-201 на ур. ЮкПа ср. - 218	-
Плутон	4,67	0,617	N2 с примесью метана и угарного газа	мин. - 233; ср. - 223; макс.-213	0,001
71
2-2
В таблицах 2.5 и 2.6 сгруппированы численные значения физических параметров планет, определенные по результатам более ранних исследований физики планет Солнечной системы и их атмосфер, в том числе и монографии (Петров Г.И., 1971). Данные этих таблиц можно использовать в практике проектирования современных АМС в качестве справочных. Некоторые параметры незначительно отличаются от значений аналогичных параметров, рекомендуемых в (РД92-0215-2014, 2014) для использования в проектных организациях РФ при создании изделий космической техники.
Далее в настоящем параграфе все данные о физических параметрах сред, окружающих функционирующие АМС на околопланетных орбитах, спускаемые в атмосферах планет аппараты (СА) и ПА, находящиеся на их поверхностях, приводятся в соответствии с рекомендациями (РД92-0215-2014, 2014).
Сведения об основных физических параметрах
сред Луны и её окрестностей
Луна является естественным спутником Земли. Удаление её от центра Земли на участке перигея эллиптической орбиты изменяется от 356 400 до 370 400 км, на участке апогея - от 404 000 до 406 700 км. Среднее расстояние между центрами Земли и Луны - 384 467 км.
Луна не имеет атмосферы. Для проведения корректных расчетов разреженной газодинамики можно принимать, что давление среды у поверхности Луны менее 1,333-10"7 Па(10-9 мм рт. ст.).
Значение плотности солнечного излучения для Луны близко к околоземному космическому пространству и находится приблизительно в диапазоне от 1320 до 1420 Вт/м2.
Продолжительность одних звёздных суток на Луне составляет 27,5 земных суток, продолжительность лунного дня зависит от широты и в зоне экватора составляет приблизительно 14,5 земных суток, а ночь - 13 суток.
Ускорение силы тяжести на Луне g=l ,62 м/с2.
Основными факторами, определяющими граничные условия теплообмена ПА на поверхности Луны, являются: тепловой поток солнечного излучения, теплофизические и термооптические свойства лунного грунта, рельеф поверхности, влияющий на отражённое солнечное излучение, и температура.
Значение альбедо лунного грунта «=0,05...0,075 (среднее альбедо а принимается равным 0,073), а степень черноты 8>0,9. Коэффициент теплопроводности грунта составляет приблизительно 0,003 Вт/(мК).
Суточные колебания температуры поверхностного слоя Луны происходят в широком диапазоне - от 390К (днём) до 100К (ночью). Радионаблюдения показывают, что эти колебания температур проникают вследствие низкой теплопроводности поверхностных слоёв грунта вглубь грунта лишь на несколько дециметров. От дня к ночи они почти полностью сглаживаются уже на глубине грунта 10 см, а на глубине от 40 до 60 см суточные колебания температур практически отсутствуют и находятся в диапазоне от 220 до 240К.
Внешние тепловые нагрузки на КЛА - орбитальный спутник Луны - определяются величинами падающих на него потоков прямого солнечного излучения <7солн =1396 Вт/м2, отражённого от Луны солнечного излучения д®н=9 Вт/м2 и собственного (теплового) излучения Луны дсоб=326 Вт/м2. Поток прямого солнечного излучения принимается плоскопараллельным.
72
2-2
Собственное излучение Луны зависит от температуры освещённой и неосвещённой областей поверхности Луны, видимых с элемента КА.
Температура поверхности Луны зависит от структуры, оптических и теплофизических свойств лунного грунта приповерхностного слоя и угла наклона солнечных лучей в данной точке поверхности. Для участков лунной поверхности, приповерхностным слоем которых является реголит, средними значениями альбедо, степени черноты и коэффициента поглощения излучения следует принимать соответственно величины: <2=0,073; 8=0,95; Лл.=0,927.
Собственное излучение Луны дсоб при температуре поверхности 120 К составляет 11,75 Вт/м2, а величина дсоб, приходящего к спутнику, уменьшается с ростом высоты орбиты.
Тепловое воздействие окружающей среды на посадочный аппарат на поверхности Марса
Основными климатическими факторами, определяющими условия теплообмена ПА на поверхности Марса, являются:
-	температура атмосферы и её суточные колебания, запылённость и прозрачность атмосферы, давление и скорость ветра;
-	температура поверхности планеты и её суточные колебания;
-	термооптические и теплофизические характеристики планеты.
При расчете теплового взаимодействия ПА с окружающей средой на поверхности Марса используются следующие допущения:
-	Марс имеет вытянутую орбиту с расстоянием от Солнца от 206 до 249 млн км;
-	поток солнечного излучения на орбите изменяется в среднем от 750 до 495 Вт/м2;
-	Марс совершает один оборот вокруг Солнца за 687 земных суток;
-	продолжительность суток на Марсе - 24,6 часа;
-	атмосфера Марса состоит в основном из углекислого газа (более подробный состав в таблице 2.6);
-	вероятное среднее давление у поверхности Марса находятся в диапазоне 4...10мбар (400... 1000 Па);
-	атмосфера Марса испытывает существенные сезонные изменения климата.
Особенности климатических ситуаций и воздействующих факторов среды на Марсе (широкий диапазон изменения вероятных температур атмосферы у поверхности планеты: ночью - от 150 до 170К, днём - от 293 до ЗОЗК; низкое (в зависимости от принимаемой в расчетах модели атмосферы) давление - от 5 до 19 мбар, вероятность изменения прозрачности атмосферы, эрозия терморегулирующих покрытий поверхностей ПА под действием пылевых бурь и пр.) говорят о необходимости проведения изучения тепловых режимов орбитальных АМС и ПА на поверхности планеты в условиях предельных тепловых воздействий.
По результатам исследований, диапазон вероятных ситуаций климатической обстановки представляется в виде двух предельных расчётных тепловых моделей (РТМ):
-	модели «холодной» атмосферы, когда имеют место максимальные потери поверхностью АМС и ПА тепловой энергии в окружающую среду, имеющую низкую температуру (атмосферы и поверхности планеты) в облачный день при отсутствии прямого солнечного излучения, при максимально вероятных значениях давления и средней скорости ветра (модель № 1);
73
2-2
-	модели «тёплой» атмосферы в ясный день, когда имеют место максимальные тепловые воздействия окружающей среды на АМС и ПА в условиях максимального потока солнечного излучения при минимальных значениях давления и скорости ветра (модель № 2).
Суточный ход температур приповерхностного слоя атмосферы Та и поверхности планеты Ts определяются следующими зависимостями:
а)	для РТМ № 1:
1)	в интервале времени суток 7<т< 24 часов
ТаХ= 190+50-sin(n jy);
2)	в интервале 0<т< 7 часов
7^i=const=190K;
3)	в интервале времени суток 6<т<20 часов
Tu=150+90-sin(w j=p);
4)	в интервале 20<т<6 часов утра
rvi=const=l 50К;
б)	для РТМ № 2:
1)	в интервале времени суток 7<т<24 часов
7;,2=230+73-sin(n уу)
2)	в интервале 0<т<7 часов
Tu2=const=230K;
3)	в интервале времени суток 5<т<21 часов rt2=200+123-sin(n
4)	в интервале 20<т<6 часов утра
Tv2=const=200K.
Расчётные значения давлений для модели № 1 и модели № 2 принимаются равными 9 и 5 мбар соответственно.
Оценки скорости ветра для приповерхностного слоя атмосферы (на высоте от 5 до 10 м в условиях РТМ № 1) дают не более 40 м/с (хотя с учётом микрорельефа, высоты и климатических условий вероятны порывы от 100 до 140 м/с).
Для РТМ № 2 скорости ветра (для отдельных районов) около 1 м/с.
В таблице 2.7 приведены параметры, определяющие расчётные тепловые модели планеты Марс.
Таблица 2.7. Параметры расчётных тепловых моделей Марса
наименование параметра	РТМ № 1	РТМ № 2
потоки солнечного излучения, Вт/м2	около 0	<730
степень черноты поверхности планеты £Л	0,85-0,95	0,85-0,95
коэффициент as (альбедо) грунта поверхности	около 0,16	около 0,16
74
2-2
наименование параметра	РТМ № 1	РТМ № 2
плотность потока пылевых частиц р,„ кг/м2	1 10 5	около 0
тепловая инерция поверхностного слоя грунта планеты ks, Дж/(м-град-с2)	4,19	16,76
состав атмосферы	100%СО2	50% СО2+50% Аг
прозрачность атмосферы для солнечного излучения, cs	0	1
прозрачность атмосферы для ИК-излучения, с(1	0,55	0,75
Тепловые взаимодействия посадочного аппарата с окружающей средой на поверхности спутников Марса
Марс имеет два естественных спутника - Фобос и Деймос.
Проведение контактных исследований этих обладающих микрогравитацией спутников, посредством спуска на них ПА, доставка в земные лаборатории образцов их грунта представляет собой сложную, но выполнимую задачу. В случае успешного решения этой задачи человечество получит возможность изучить первородный материал, современный началу рождения нашей Солнечной системы и всей Вселенной.
При расчёте теплового взаимодействия ПА с окружающей средой на поверхности спутников Фобос и Деймос используются следующие данные:
-	Фобос имеет габариты от 27 до 19 км, Деймос от 15 до 11 км;
-	спутники Фобос и Деймос движутся практически в плоскости эклиптики на расстоянии от Марса приблизительно 9380 км (Фобос) и 23500 км (Деймос).
Условия теплообмена КА с окружающей средой на поверхности спутников Марса (Фобос и Деймос) аналогичны вышеописанным условиям на поверхности Луны.
Период обращения Фобоса вокруг Марса составляет приблизительно 7,65 часа, а Деймоса - 60 часов.
Альбедо поверхности Фобоса - <7-0,07, Деймоса - <7-0,08; ожидаемое давление -глубокий вакуум.
Методика расчёта теплового режима ПА на поверхности спутников Марса аналогична методике расчёта теплового режима ПА на поверхности Луны.
Физические параметры окружающей посадочный аппарат среды в атмосфере Венеры и на её поверхности
Венера, вторая по удаленности от Солнца планета, наиболее изучена как с помощью орбитальных аппаратов АМС и дрейфующих в верхних слоях её атмосферы летательных аппаратов, так и с помощью достигших поверхности планеты разработки посадочных аппаратов НПО им. С.А. Лавочкина, «проживших» в суровых венерианских условиях несколько десятков минут.
75
2-2
Венера обладает плотной атмосферой, скрыта от глаз исследователей сплошной облачностью, начиная от высот около 60 км. Основные физические характеристики и параметры планеты и её атмосферы приведены выше, в таблицах 2.5 и 2.6.
Определяющими условиями теплообмена ЛА и ПА с окружающей средой на поверхности Венеры являются достаточно высокое давление от 80 до 105 атм и температура атмосферы до 770 К.
На Венере отсутствует смена времён года, который продолжается 225 суток, а продолжительность одного дня близка к продолжительности года. Атмосфера у поверхности на 95% состоит из углекислого газа СО2. Прогнозируемая максимальная скорость ветра у поверхности Венеры 1-2 м/с. Атмосфера планеты в нижних слоях практически не прозрачна для видимой области спектра. Температура окружающей среды постоянна по времени (определяется местом посадки): для дневной стороны планеты её максимальное значение 770 К, для ночной стороны минимальное значение температуры 670 К.
Конвективный теплообмен наружной поверхности ПА в условиях плотной, высокотемпературной приповерхностной атмосферы характеризуется существованием одновременно вынужденного и свободного движения газа относительно корпуса ПА. Наличие вынужденной конвекции обусловлено ветром со средней скоростью 1,5 м/с, а наличие свободной конвекции и лучистого теплообмена - разностью температур между поверхностью ПА и окружающей средой.
Максимальное значение удельных тепловых потоков за счёт прямого солнечного рассеянного излучения в припланетном слое атмосферы от - 100 до 200 Вт/м2, а величина тепловых потоков за счёт кондуктивного теплообмена определяется термическим сопротивлением плавающего в атмосфере ЛА и находящегося на поверхности ПА. При термическом сопротивлении оболочки ЛА или ПА 7?кор11 >0,05 (м2 К)/Вт температуру наружной поверхности принимают равной температуре окружающей среды Та и теплопритоки через корпус равны
q=(Ta- Твн)/7?корп.
Условия теплообмена ЛА в верхних слоях атмосферы Венеры (в её облачном слое) зависят от высоты функционирования плавающей лаборатории над поверхностью. Согласно принятой модели на высотах облачного слоя от 40 до 60 км поле тепловых потоков является практически изотропным как в видимой, так и в инфракрасных областях спектра. То есть все лучистые тепловые потоки (в телесных углах обзора до 4л радиан) следует принимать диффузными.
76
ГЛАВА 3
СРЕДСТВА, ИСПОЛЬЗУЕМЫЕ
В КОНСТРУКЦИЯХ СИСТЕМ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
И АВТОМАТИЧЕСКИХ
МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ
ЕПобщие понятия о средствах, ИСПОЛЬЗУЕМЫХ В СОТР КЛА И АМС ГЕРМЕТИЧНОГО, НЕГЕРМЕТИЧНОГО И СМЕШАННОГО ТИПА ИСПОЛНЕНИЯ
Как следует из изложенного в предыдущей главе, тепловой режим любого космического летательного аппарата и автоматической межпланетной станции, проходящих все этапы эксплуатации в наземных, космических и приповерхностных условиях планет и их спутников с атмосферой или без неё, определяется условиями внешнего и внутреннего теплообмена, конструкцией (типом) самого аппарата.
Тепловой режим любого космического аппарата, т.е. последовательность температурных состояний его элементов в течение всего периода функционирования, обеспечивается использованием разнообразных средств, включаемых в состав общей системы обеспечения теплового режима (СОТР) каждого конкретного КА.
Одна часть этих средств СОТР используется для организации теплообмена конструкции КА с окружающей его внешней средой.
Внешний теплообмен заключается в сбросе избыточного тепла, выделяемого в КА, во внешнюю среду (в космос или атмосферу) и использовании недостающего для нужд КА тепла, поступающего к поверхности КА от наружных источников теплового излучения. Этот теплообмен осуществляется в космосе излучением, вынужденной или свободной конвекцией в газовой среде атмосферы планеты и теплопередачей через элементы конструкции посадочного аппарата, контактирующие с грунтом небесного тела.
Другая часть средств СОТР обеспечивает внутренний теплообмен - перераспределение тепла, выделяемого объединенной в группы научной аппаратурой, приборами и бортовыми источниками тепловой и электрической энергии (фотоэлектрическими преобразователями, химическими, радиоизотопными и др. источниками) или отдельным, обособленным, оборудованием и прибором, по всей конструкции КА -и вывод избытка его во внешнюю среду.
Внутренний теплообмен в КА обеспечивается СОТР с использованием всех трех механизмов теплообмена: излучением в подвижной или неподвижной газовой среде, теплопередачей по теплопроводящим коммуникациям конструкции КА и элементам СОТР выбранной структуры, вынужденной или свободной конвекцией в герметичных отсеках КА.
Для решения задачи внешнего и внутреннего теплообмена в структуре СОТР КЛА и АМС обычно используются все компоненты и комплексы средств, участвующих в организации переноса и перераспределения тепла.
77
3-1
Все эти компоненты и комплексы можно подразделить на пассивные и активные средства СОТР КЛА и АМС.
К пассивным средствам СОТР относятся все тела и вещества, материал которых обладает определенными теплофизическими свойствами и термооптическими характеристиками. Это - удельные свойства, зависящие только от температуры, и интегральные, зависящие от линейных размеров тела, например от толщины теплопроводящей прокладки между разнонагретыми элементами конструкции КА, от плотности укладки мата ЭВТИ (экранно-вакуумной теплоизоляции), от чистоты и цвета излучающей поверхности.
Пассивные средства СОТР КА не требуют для выполнения своей функции затрат энергии, поскольку используются только их стационарные свойства и характеристики: теплопроводность и теплоемкость материала, из которого они изготовлены, поглощательная и излучательная способности их поверхностей.
К активным средствам СОТР КА относят те её механические и гидравлические элементы структуры, которые требуют затраты определенной энергии для приведения теплопередающей среды (теплоносителя: газа, жидкости, пара) в динамичное состояние (вентиляторы, насосы, заслонки, жалюзи, электронагреватели, тепловые трубы и др.). Активные средства - управляемые. Управление ведется либо по программе, заложенной в бортовом компьютере, либо по командам, передаваемым исполнительному органу наземным центром управления полетом КА.
Конструкция, тип КА также определяют структуру его СОТР и ассортимент используемых в схеме СОТР средств организации сети теплообмена как с внешней средой, так и внутри агрегатов и узлов КА.
В зависимости от типа КА выстраивается его конфигурация и устанавливается перечень средств системы обеспечения теплового режима КА этой конфигурации.
На первых этапах развития отечественной космической техники создавались КА в основном герметичного исполнения. Тип таких КА характеризуется наличием одного или нескольких герметичных отсеков с внутренней, обычно газовой средой, в которой помещались группами или по отдельности тепловыделяющие приборы служебной и научной аппаратуры.
Тепловой режим КА такого типа обычно обеспечивается СОТР простой схемы и структуры. Она содержит три основных части: агрегат для организации съема тепла, выделяемого внутри одного или нескольких отсеков, посредством газообразного или жидкого рабочего тела; магистрали (теплопроводы), по которым подается рабочее тело за пределы отсека; радиационный теплообменник (РТО) с открытой развитой поверхностью, излучающей подводимое магистралью тепло во внешнее пространство. При этом корпус КА и сам герметичный отсек или каждый из них, укрываются наружной теплоизоляцией. РТО в большинстве случаев расположен за пределами отсека, но иногда в качестве него используют часть поверхности отсека, не укрытую теплоизоляцией.
Примерами КА такого типа является ряд АМС для исследования Луны и АМС, доставлявших ПА на поверхности Венеры и Марса. Общий вид некоторых представителей этих аппаратов показан на рисунке 3.1. Все они содержат герметичный отсек (на рисунке не закрыт теплоизоляцией) с тепловыделяющим оборудованием и радиационные теплообменники (на фото АМС «Марс-3» РТО виден с правой стороны аппарата).
78
3-1
«Луна-10»	«Вснсра-7»
«Марс-3»
Рисунок 3.1. Примеры КА герметичного исполнения
79
3-1
На рисунке 3.2 показаны примеры термостатируемых элементов (лепестков радиоантенны) КА «Спектр-Р» и наружной теплоизоляции корпусов, гермоотсеков АМС миссии «Марс-96».
а
Рисунок 3.2. Внешняя теплоизоляция КА «Спектр-Р» (антенна в сложенном состоянии и в раскрытом положении) (а) и АМС «Марс-96» (б)
В НПО им. С.А. Лавочкина в последнее 20-летие сложился и отработан комплекс методов проектирования и разработки СОТР современных КА негерметичного исполнения. Примером КА такого типа может служить конструкция малого аппарата для научных исследований явлений, происходящих на земной поверхности, конструкция которого приведена на рисунке 3.3. Здесь совокупность приборного оборудования распределена на две термостатируемые платформы: платформа научной аппаратуры и платформа служебных систем. При этом компоновка КА выполнена таким образом, чтобы последняя была хотя бы частично затенена от падения прямых солнечных лучей, а поверхности радиаторов-излучателей затенены панелями солнечных батарей. Принятая компоновка позволила существенно снизить массу КА по сравнению с аппаратом, выполненным с герметичным отсеком.
Разумеется, в некоторых случаях конструкция КА может быть выполнена и смешанного типа, когда часть тепловыделяющей аппаратуры размещается в герметичном отсеке с газовентиляторной системой съема тепла с этой группы и подвода его к РТО, а другая часть - в негерметичном отсеке, как это осуществлено в СОТР межорбитального космического буксира «Фрегат» (МКБФ), представленного на рисунке 3.4 с внешней теплоизоляцией и без неё.
80
3-1
Рисунок 3.3. Конструкция КА негерметичного исполнения
Примечательной особенностью СОТР МКБФ является и то, что радиатором-излучателем системы служит свободная от теплоизоляции часть наружной поверхности герметичного приборного отсека 5. На внутренней же поверхности этого радиатора установлены нагревательные элементы для регулирования сброса тепла, когда аппарат ориентирован так, что поверхность его попадает на определенное время в тень. Таким образом, синтез - соединение противоположных по предназначению элементов СОТР (охладителя и нагревателя) в единое целое средство -приводит в практической деятельности к решению казалось бы неразрешимой проблемы - «не перегреться в жару, сбросив лишнее тепло, и не замерзнуть в холод, приобретая тепло».
Итак, при проектировании СОТР КА используется большое многообразие средств для организации нужного теплообмена КА между окружающей его внешней и складывающейся внутренней средой, не позволяющей конструкции КА переохладиться или перегреться под воздействием внешних источников холода и тепла и не перегреться из-за избыточного или переохладиться из-за недостаточного тепловыделения бортовой аппаратуры КА.
81
3-1

1, 2, 3, 4 -топливные баки; 5 - герметичный приборный отсек;
6 - негерметичный приборный отсек; 7 - малый приборный отсек;
8 - двигательная установка; 9 - блок двигателей малой тяги
Рисунок 3.4. Конструкция КЛА смешанного типа с размещением тепловыделяющего оборудования в герметичном (5) и негерметичном (7) отсеках
82
3-1
Для организации внешнего теплообмена используются следующие мероприятия и средства СОТР КА:
-	придание поверхности элементов конструкции КА определенных радиационных характеристик: коэффициента поглощения As, определяющего среднюю по всему спектру долю величины излучаемого потока, поглощаемой единицей площади поверхности, и степени черноты е, характеризующей способность нагретой поверхности излучать тепло;
-	изменение ориентации КА в пространстве относительно падающего потока излучения;
-	экранирование поверхности КА или отдельных элементов его конструкции от падающего потока излучения;
-	установка на внешней поверхности КА или его частей теплоизоляции;
-	применение испарительных систем, использующих теплоту фазовых превращений веществ для поглощения энергии, выделяющейся в КА или получаемой им в результате внешнего теплообмена, например при взаимодействии спускаемого аппарата (СА) АМС с газовой средой атмосферы планеты.
Придание поверхности элементов конструкции КА определенных радиационных характеристик Ах и s создается различными способами: нанесением соответствующих терморегулирующих лакокрасочных покрытий, напылением различных металлов или их окислов, механической и гальванической обработкой и т.д.
Величины As и 8 зависят от особенностей материала и состояния его поверхности, слабо меняются при изменении температуры поверхности в весьма широком диапазоне (при отсутствии фазовых изменений в структуре поверхности) и имеют максимальные теоретические значения, равные 1. При отсутствии внешних тепловых потоков, падающих на поверхность КА, температура поверхности определяется степенью черноты поверхности 8 и количеством тепла, подведенного от смежных элементов КА. На этом принципе построены радиаторы-излучатели СОТР КА и АМС.
Однако во всех случаях внешнего теплообмена и конструкции КА полностью решить проблему обеспечения его теплового режима нанесением покрытий с определенными радиационными характеристиками практически невозможно.
В некоторых случаях для уменьшения или полного устранения влияния падающего потока излучения на работу СОТК КА можно на некоторых участках полета использовать изменение ориентации КА в пространстве относительно источника излучения. Но так как в этом случае ориентация КА будет подчинена более важной задаче - обеспечению теплового режима - могут создаться определенные трудности для выполнения основных задач полета, что практически сокращает возможности использования этого способа.
Наиболее эффективным способом ослабления величины падающего потока внешнего излучения на поверхности КА или отдельных элементов конструкции является управляемое (активное) или стационарное (пассивное) экранирование. Этот способ реализуется созданием специальных радиационных поверхностей, в некоторой степени отделенных (с точки зрения тепловых связей) от корпуса КА.
Управляемое экранирование осуществляется с помощью створчатых или подвижных жалюзи - экранов, которые, перемещаясь, открывают или закрывают участки поверхности КА с различными радиационными характеристиками. Жалюзи закрываются или раскрываются, либо перемещаются вдоль защищаемой от потока поверхности с помощью исполнительного механизма, реагирующего непосредственно
83
3-1
на температуру поверхности, или специальных приводов, работающих по командам чувствительного элемента, реагирующего на изменение какого-либо другого параметра. Хотя жалюзи и эффективны при регулировании лучистого теплообмена, однако их возможности ограничены радиационными характеристиками покрытий при данном поле внешних тепловых потоков.
Экранно-вакуумная теплоизоляция (ЭВТИ) является более эффективным пассивным средством, используемым в СОТР КА. Её структура построена на том принципе, что если над теплоизолируемой поверхностью установить нескольких экранов с одинаковой степенью черноты, то тепловой поток, падающий на поверхность или излучаемый в космическое пространство, уменьшается в п+\ раз, где п - число экранов. Таким образом, достигается цель создания конструкции тепловой изоляции с максимальным числом экранов при их минимальной массе. ЭВТИ - это пакет (мат) экранов, выполненных из фольги или металлизированной пленки толщиной от 5 до 16 мкм, переложенных для уменьшения контактов между ними холстом из тканевых материалов (стекловолокно, штапель, трикотаж и др.).
Испарительные системы, как средства СОТР КА, использующие теплоту фазовых превращений веществ для поглощения энергии, выделяющейся в КА, применяется редко. Однако у функционирующих на поверхностях небесных тел посадочных аппаратов эти системы применялись, например, в СОТР ПА АМС серии «Луна», «Луноход», и могут быть в перспективе использованы для ПА, работающих в условиях высокотемпературной атмосферы Венеры или в результате внешнего теплообмена, например при взаимодействии спускаемого аппарата с газовой средой атмосферы планеты.
Обычно в таких системах в качестве рабочего тела используют воду как вещество, имеющее максимальную теплоту парообразования, а ее пары сбрасывают в окружающий КА вакуум. Подобные испарительные системы применяют в случаях, когда почему-либо невозможно обеспечить требуемый теплообмен с окружающей горячей средой (ПА «Венера») средствами, описанными выше, или когда масса испарительной системы вместе с запасами воды в силу кратковременности сброса энергии меньше массы радиационных поверхностей, необходимых для этого (ПА «Луноход»).
Для системы же обеспечения температурного режима (теплозащиты) конструкции спускаемых аппаратов АМС, предназначенных для посадки на поверхности планет с атмосферой, исключительно может быть использована только испарительная система сублимирующего вещества, нанесенного на внешней поверхности корпуса СА.
Внутренний теплообмен должен обеспечить отвод тепла от тепловыделяющих приборов и перенос его к радиационным поверхностям КА, а также перераспределение тепла между различными элементами КА, в частности между оболочками, находящимися в теплообмене с окружающим пространством.
При отсутствии в КА герметичного исполнения специальных средств активного переноса тепла между его элементами теплообмен осуществляется излучением между поверхностями и теплопроводностью по элементам конструкции или среды, заполняющей объем герметичного отсека, т.к. в невесомости практически отсутствует свободная конвекция и неподвижная среда отсека обладает только теплопроводностью. Поэтому внутренний теплообмен КА такого типа осуществляется как частью пассивных средств внешнего теплообмена, так и с помощью активных средства организации теплопереноса.
84
3-1
Для интенсификации теплообмена излучением внутренние поверхности КА обычно имеют степень черноты е, близкую к 1. Кстати, излучением на 1°С перепада между двумя «черными» параллельными пластинами при температуре около ЗО°С можно передать около 5,5 Вт/м2 тепловой энергии. Однако в загроможденном приборами объеме отсека КА лучистый теплообмен малопригоден для теплообмена. Передача тепла через специальные металлические теплопроводы позволяет существенно увеличить интенсивность тепловых потоков, но требует значительного увеличения массы КА. Наиболее простым в этом случае является перенос тепла газом, совершающим движение с помощью вентиляторов в герметичных контейнерах. Однако коэффициент теплоотдачи от газа к стенке при движении с небольшими скоростями всё же остается сравнительно невысоким. Отсюда вытекает вывод о необходимости отказаться от компоновки КА герметичного исполнения. Это позволит снизить массу КА, по крайней мере, на величину массы металлоконструкции отсека.
Так, в НПО им. С.А. Лавочкина был осуществлен переход на проектирование КА негерметичного исполнения. В этом случае тепловыделяющая аппаратура располагается на отдельных термостатируемых платформах (теплосотовых панелях - ТСП и плитах), а для передачи тепла на них могут быть использованы жидкие контура с механическими насосами (ЖКМН) и теплопроводы в виде тепловых труб (ТТ) -устройств, выполненных в виде замкнутого герметичного объема, заполненного рабочим телом и покрытого изнутри смачиваемой капиллярно-пористой структурой. В качестве теплоносителей в ТТ используют углеводороды, кремнийорганические жидкости, фреоны, водные растворы этиленгликоля, воду и т.п.
Тепловые трубы среди используемых в СОТР КА средств относятся к категории активных теплопроводов. Они выполняют двоякую роль теплопроводов, как отводящих избыточное тепло от горячих тепловых источников, так и подводящих тепло к объектам, испытывающим недостаток тепла.
Для обеспечения эффективного теплового контакта конструкции ТТ с поверхностью теплоотдающего и принимающего тепло элемента конструкции КА (прибора, источника тепла, термостатируемой платформы и др.) используются специальные теплопроводящие пасты, компаунды и клеи, относящиеся к ассортименту пассивных средств СОТР.
К пассивным элементам СОТР КА относятся также прокладки из различных материалов, устанавливаемые между контактирующими поверхностями элементов КА. Обычно такие прокладки используются в качестве калиброванных термических сопротивлений или термомостов.
К активным средствам СОТР КА относятся электронагреватели различного типа: НЭСТ (нагреватели электрические стеклопластиковые тонкослойные), пленочные нагреватели электрические на основе фольги - НЭФ, нагреватели на полиимидной (каптоновой) пленке и др. Эти нагреватели наклеиваются на поверхности приборов, радиаторов-излучателей, элементов конструкции КА, которые попадают в резко различающиеся по температуре условия (постоянное или длительное нахождение в тени, циклическая смена внешних температурных условий, узкий диапазон допустимых температур, неукладывающийся в более расширенный диапазон объединенной группы приборов и др.).
Наконец, к активным средствам, организующим работу СОТР КА, относятся вентиляторы; насосы, обеспечивающие движение теплообменной среды в отсеках, трубопроводах замкнутых контуров теплоносителя; приводы подвижных экранов, заслонок газоходов и в жидкостных магистралях, запорно-регулируемой арматуры и т.д.
85
3-1
В заключение этого параграфа отметим, что, как правило, СОТР КА представляет собой совокупность всех перечисленных выше средств и устройств, регулирующих внешний и внутренний теплообмен КА. При этом комплекс средств активного регулирования тепловых процессов называют обычно системой терморегулирования (СТР), а ассортимент средств пассивного терморегулирования - системой пассивного терморегулирования (СПТР).
При выборе средств и построении схемы СОТР КА руководствуются следующими основными факторами:
-	областью космического пространства, в которой предполагается эксплуатация КА (те. внешние условия);
-	требованиями к тепловому режиму, т.е. установленные диапазоны допустимых температур для безотказной работы всего оборудования и конструкции КА;
-	количественными характеристиками внутреннего тепловыделения на борту КА;
-	программой ориентации КА на всех этапах полета;
-	конструктивными особенностями КА;
-	техническими, физическими, термооптическими характеристиками и теплофизическими свойствами выбираемых пассивных и активных средств выстраиваемой схемы СОТР КА.
86
3-2
ЙЯТЕХНИЧЕСКИЕ. ФИЗИЧЕСКИЕ, ТЕРМООПТИЧЕСКИЕ И ТЕПЛОФИЗИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПАССИВНЫХ СРЕДСТВ СОТР КЛА И АМС
Пассивные средства (элементы), используемые для создания СОТР КЛА и АМС, относительно просты, их характеристики и свойства достаточно точно определены в лабораторных исследованиях, однако в своей совокупности с их помощью нельзя, исключая КА простейшей конструкции, обеспечить высокую точность поддержания заданного теплового режима.
Термооптические покрытия поверхностей приема и отдачи излучения
Способность поглощать и отражать солнечную радиацию, а также излучать тепловую энергию наружными поверхностями КА и его аппаратуры относятся к основным характеристикам, учитываемых при проектировании и расчете параметров СОТР КА. Поглощательная способность солнечной радиации As есть отношение поглощенной лучистой энергии Солнца ко всей падающей энергии солнечного излучения. Степень черноты 8 - отношение излучаемой телом энергии к энергии излучения абсолютно черного тела при той же температуре. Величины ЛЛ. и 8 являются относительными, безразмерными и изменяются от 0 до 1. Отношение поглощательной способности солнечной радиации к степени черноты Ал./е является определяющей характеристикой терморегулирующих покрытий, от которой зависит равновесная температура аппаратуры и элементов конструкции КА. Малая величина Ал/8 дает относительно низкую температуру, так как материал имеет низкую способность поглощать энергию солнечного излучения по сравнению со способностью излучать энергию в окружающее пространство. Обратная картина имеет место для материалов с высокой величиной отношения AJe. Исходя из величины отношения Ал/е, все терморегулирующие материалы и покрытия можно условно разделить на четыре класса:
1.	«Солнечные отражатели» - поверхности материалов и покрытия, которые хорошо отражают падающую солнечную энергию и одновременно обладают высокой излучательной способностью в инфракрасной области спектра, т.е. имеют малые значения As, большое значение 8 и отношение As/s« 1.
2.	«Солнечные поглотители» - поверхности материалов и покрытия, которые поглощают падающее солнечное излучение и одновременно обладают низкой излучательной способностью в инфракрасной области спектра, т.е. имеют большое значение As, малое 8 и отношение Ал./е» 1.
3.	«Истинные отражатели» - поверхности материалов и покрытия, обладающие высокой отражательной способностью во всем интервале спектра от ультрафиолетовых лучей до далекой инфракрасной области, т.е. имеющие малые значения As, 8 и отношение Ил./8~1,4.
4.	«Истинные поглотители» - поверхности материалов и покрытия, обладающие высокой поглощательной способностью в области спектра от ультрафиолетовых лучей до далекой инфракрасной области, т.е. имеющие большие значения As, 8 и отношение Лд/8~1. Иногда покрытия, относящиеся к первому и второму классу, называют селективными.
87
3-2
Материалы и покрытия класса «солнечные отражатели» необходимы для получения и поддержания наружной оболочки аппаратуры и изделий при возможно низких значениях температуры во время нахождения в рабочих условиях. К «солнечным отражателям» относится большинство белых покрытий как на органической, так и на неорганической основе. Как правило, отношение As!z таких покрытий лежит в области 0,2-0,3. Однако в некоторых случаях белые покрытия обеспечивают получение отношения AJz порядка 0,1 и менее. Отношение As/z порядка 0,1-0,2 может быть также получено анодированием чистого алюминия или с помощью так называемого покрытия «стекло» - зеркального покрытия с внутренней металлизацией алюминием или серебром. Все имеющиеся покрытия класса «солнечные отражатели» в большинстве своем не обеспечивают стабильности Ах в рабочих условиях. Для длительной эксплуатации в рабочих условиях могут быть рекомендованы три отработанных покрытия: керамическое покрытие ТП-15-4,5-1, покрытия К208А и К208С.
Материалы и покрытия класса «солнечные поглотители» необходимы для поддержания при возможно высокой температуре наружной поверхности объекта или устройства для преобразования солнечной энергии. В качестве «солнечных поглотителей» применяются полированные поверхности металла или металлической фольги. К этому классу относятся также покрытия типа «черное никелирование». Покрытия класса «солнечные поглотители» обладают относительно высокой стабильностью свойств в рабочих условиях.
Материалы и покрытия класса «истинные отражатели» необходимы в случаях, когда наружная поверхность аппаратуры и изделий должна выполнять роль адиабатической оболочки, т.е. иметь минимальный теплообмен с внешней средой и, тем самым, обеспечивать незначительные температурные колебания. Сравнительно небольшое количество материалов и покрытий относится к этому классу: эмали КО-96, КО-83 и КО-86 на основе кремнийорганических связующих с алюминиевой пудрой. Кроме того, покрытия класса «истинные отражатели» получаются при кратковременном анодировании химически полированного алюминия (или его сплавов), а также методом вакуумного напыления плёнок окиси кремния или окиси алюминия на металлические поверхности (алюминий, серебро).
К классу «истинные поглотители» относится большинство черных лакокрасочных и керамических покрытий, покрытий, образованных в результате анодирования алюминиевых сплавов, пескоструйной обработки некоторых материалов и т.п. Покрытия и материалы класса «истинные поглотители» не изменяют своих свойств при эксплуатации. Основными критериями для их выбора являются технологичность, адгезионные свойства и оптические характеристики.
В зависимости от назначения объекта или аппаратуры, условий их работы, функционирования, тепловыделения и т.д. требуются различные классы терморегулирующих покрытий. Очевидно, что конструкторы и проектанты аппаратуры и объектов должны иметь в своем распоряжении все классы покрытий. При этом наряду с требуемыми исходными величинами тепловых радиационных характеристик As и 8 каждое терморегулирующее покрытие должно удовлетворять следующим требованиям:
-	достаточно простая технология нанесения на различные конструкционные материалы и стабильность оптических характеристики в условиях производства;
-	стабильность свойств в условиях эксплуатации;
-	возможность восстановления свойств покрытий (обновления).
88
3-2
На рисунке 3.5 представлены области применения различных покрытий и материалов, ограниченные соответствующими диапазонами присущих им термооптических характеристик.
В таблицах 3.1-3.3 приведены физические и термооптические характеристики материалов, лакокрасочных покрытий и техники (способа) обработки металлических поверхностей, применяемых при проектировании изделий космической техники. Там же указаны документы, в которых приводятся более подробное описание каждого из упомянутых «отражателей».
1,0
испускательная способность ет
1	- селективное черное покрытие («солнечный поглотитель»);
2	- черные краски; 3 - отпескоструенные металлы;
4-серые и цветные краски; 5 - неполированные металлы;
6- полированные металлы; 7 - краски на основе металлов;
8 - диэлектрические пленки на полированных металлах;
9-белые краски, обратная сторона зеркал и металлизированных полимерных пленок.
Рисунок 3.5. Способности поверхностей металлов и покрытий различных типов поглощать и испускать радиационную энергию
89
3-2
Таблица 3.1. Характеристики «солнечных отражателей»
покрытие	документ	исходные характеристики			масса, г/м2	рабочая температура, °C
		Ах	£ц	АЛ„		
керамика						
КП-25/59	ОС92-0911-69	0,24-0,30	<0,94	0,30	260-270	-70...+300
ЛГ-11	ИН-2-814-72	0,19-0,21	<0,92	0,23	250-300	-100...+200
ТП-15-4, 5-1	ОС92-0911-69	0,19-0,21	<0,92	0,23	250-300	-100...+200
КП-38/62	ОС92-0911-69	0,16-0,19	<0,96	0,19	740-750	-100...+300
КП-160/69	ОС92-0911-69	0,17-0,19	<0,92	0,21	500-600	-100...+300
КП-56/64	ОС92-0911-69	0,15-0,17	<0,95	0,18	650-700	-70...+100
КП-152/67	ИН-2-814-72	0,15-0,17	<0,92	0,18	260-270	-100...+200
эмаль АК-512 (белая)	ОС92-0910-69	0,27-0,30	<0,91	0,33	140...200	-100...+150
эмаль АК-573 (белая)	ОС92-0910-69	0,20-0,24	<0,90	0,26	200-250	-100...+150
алюминий анодирован. А99	279РМ64	0,15-0,17	0,87-0,93	0,19*	без привеса	-100...+150
алюминиевый сплав АМгб анодирован.	279РМ69	0,21-0,25	0,87-0,93	0,27*	без привеса	-100...+150
покрытие К208А	364РМ69	0,15-0,179	0,9+0,05	0,20*	800	-200...+150
покрытие К208С	-	0,06-0,12	0,9+0,05	0,11*	800	-200...+150
окись алюминия, плазменное напыление	232РМ6	0,25-0,31	0,86	0,34	600-900	определяется свойствами материала подложки
«черный никель»	365РМ67	>0,8	>0,1	>8	130-180 с подслоем меди	-100...+150
анодирование титанового сплава (ВТ-1-2)	169РМ64	0,72-0,78	0,13-0,16	4,3	130-180 с подслоем меди	-100...+150
никелирование титановых сплавов	170РМ61	0,35-0,55	0,1	4,5	10—45	-100...+200
химическое полирование алюминиевых сплавов	279РМ64	0,08-0,12	0,03-0,06	2,8*	масса детали не изменяется	определяется температурой подложки
ТО-12	-	>0,84	0,25-0,35	2,8*	1-2	-50...+200
алюминий, вакуумное напыление (ВП-А)	364РМ69	0,12-0,15	0,04	2,8	вес детали не меняется	-200...+150
алюминий, вакуумное напыление с подслоем из фторопласта (Ф-4МБ; ВП-ФА)	364РМ69	0,12-0,15	0,04	2,8	10	-200...+150
приводится среднее значение; £„- нормальная степень черноты.
90
3-2
Таблица 3.2. Характеристики «истинных отражателей»
покрытие	документ	исходные характеристики			масса, г/м2	рабочая температура,°C
		As		AJz„		
лакокрасочное покрытие эмалью КО-96	ОС92-09Ю-69	0,25-0,40	0,3-0,6	0,75*	40-65	-Ю0...+300
анодирование (кратковрем.)	279РМ64	0,2	0,2	I	масса детали не изменяется	-Ю0...+200
* приводится среднее значение; £м- нормальная степень черноты.
Таблица 3.3. Характеристики «истинных поглотителей»
покрытие	документ	исходные характеристики			масса, г/м2	рабочая температура, °C
		Ал	Ен	AJz„		
анодирование	279РМ64	>0,8	0,88-0,93	~0,9	40-65	-100...+300
лакокрасочное покрытие эмалью КО-819 (черная)	ОС92-0910-69	0,94	0,96	1,05	120-140	-100...+650
лакокрасочное покрытие эмалью АК-512 (черная)	ОС92-0910-69	0,94-0,98	0,93-0,97	1,05*	120-150 на алюминиевых сплавах и сталях; 200-250 на магниевых сплавах	-100...+150
эмаль АК-512 (зеленая)	ОС92-0910-69	0,76-0,86	0,91	0,88*	120-150 на алюминиевых сплавах и сталях; 200-250 на магниевых сплавах	-100...+150
КП-22/60	ОС92-0911-69	0,70-0,85	0,93	0,88	280-290	-70...+300 для стали, титановых и алюминиевых сплавов -70...+100 для магниевых сплавов
КП-60/61	ОС92-0910-69	0,90-0,94	0,60-0,94	0,9-1,5	270-280	-70...+300 для стали, титановых и алюминиевых сплавов -70...+100 для магниевых сплавов
ХНП-1	356РМ67	0,90	0,90	1	240-280 без подслоя	-150...+1300
* приводится среднее значение; нормальная степень черноты.
91
3-2
Все элементы крайнего левого столбца таблиц 3.1-3.3 относятся к пассивным средствам, привлекаемым к проектированию средств пассивного терморегулирования (СПТР) космических аппаратов различного типа.
В настоящее время НПО им. С.А. Лавочкина применяет наиболее широко следующие специальные (термооптические) покрытия: ТРП К-208СрЭ (ТУ 134.922.59.3210.002.05), А =0,15, 8=0,85; эмаль белая ЭКОМ-1 (ТУ 313-397-56897835-2006), А =0,3, 8=0,88; эмаль черная ЭКОМ-2 (ТУ 2313-394-56897835-2005) 4у=0,95, 8=0,92; комбинированный материал «НИИКАМ-РАМ-2» (ТУ 6-00-21680878-19-2000) А =0,4, 8=0,6; «анодирование титана»; металлические покрытия, наносимые плазменным напылением; тонкослойные углеродистые покрытия.
Экранно-вакуумная теплоизоляция
Экранно-вакуумная теплоизоляция (ЭВТИ) представляет собой набор экранов, накладываемых друг на друга в определенном количестве с образованием мата нужной формы и линейных размеров для укладывания на внешних поверхностях элементов конструкции КА. ЭВТИ относится к классу пассивных средств, используемых для построения структуры СОТР КЛА и АМС.
Экраны состоят из материалов с высокой отражательной способностью, разделенных прокладкой из материалов с низким коэффициентом теплопроводности X. Прокладка ЭВТИ - обычно крупноячеистая сетка из тончайшего материала, которая обеспечивает зазор между излучающими поверхностями соседних экранов, исключая передачу тепла теплопроводностью.
В качестве экранов применяются полиэтилентерефталатная (ПЭТ) или полии-мидная (ПМ-1ЭУ) пленка, металлизированная алюминием с одной (ПЭТ ОА; ПМ-1ЭУ-ОА) или с двух (ПЭТ, ДА; ПМ-1ЭУ-ДА; ПМ-19У-ДА) сторон, алюминиевая (ГОСТ 618-73) или никелевая (ТУ 48-21-151-84) фольга. Поскольку при изготовлении матов ЭВТИ и монтаже их на поверхностях конструкции КА фольга легко деформируется, её применяют в ограниченных случаях.
Экраны ЭВТИ изготавливаются двух видов: с гладкой поверхностью и рифленой. В случае применения рифленых экранов ЭВТИ может изготавливаться без прокладок между соседними пленками.
В качестве прокладок ЭВТИ используются следующие материалы:
-	холст стекловолокнистый по ТУ 21-23-80-75 (ЭВТИ-7);
-	холст из штапельного кварцевого волокна по ТУ 6-11-473-80;
-	полотно трикотажное основовязаное по ТУ 17-09-01 -10-85.
В зависимости от материалов, входящих в ЭВТИ, она классифицируется по маркам, представленным в таблице 3.4.
Таблица 3.4. Марки и состав ЭВТИ по ОСТ 92-1380-83
марка ЭВТИ	состав ЭВТИ
ЭВТИ-А	пленка ПЭТ металлизированная марки К, ОА, 5 мкм по ТУ 17 0273-86; холст стекловолокнистый ЭВТИ-7 по ТУ 21-23-80-75
ЭВТИ-2А	пленка ПЭТ металлизированная марки К, ДА, 5 мкм; холст стекловолокнистый ЭВТИ-7
ЭВТИ-Б	пленка ПЭТ металлизированная марки К, ОА, 5 мкм, формованная на металлической сетке № 4-1,0 по ГОСТ 3826-82
92
3-2
марка ЭВТИ	состав ЭВТИ
ЭВТИ-2Б	пленка ПЭТ металлизированная марки К, ДА, 5 мкм, формованная на металлической сетке № 4-1,0
ЭВТИ-Б1	пленка ПЭТ металлизированная марки К, ОА, 12 мкм, формованная на металлической сетке № 4-1,0
ЭВТИ-2Б1	пленка ПЭТ металлизированная марки К, ДА, 12 мкм, формованная на металлической сетке № 4-1,0
ЭВТИ-В	пленка ПЭТ металлизированная марки К, ОА, 5 мкм, сдублированная с холстом стекловолокнистым ЭВТИ-7 при формовании на металлической сетке № 4-1,0
ЭВТИ-2В	пленка ПЭТ металлизированная марки К, ДА, 5 мкм, сдублированная с холстом стекловолокнистым ЭВТИ-7 при формовании на металлической сетке № 4-1,0
ЭВТИ-2К	пленка ПЭТ металлизированная марки К, ДА, 12 мкм, формованная на металлической сетке № 4-1,0; полотно трикотажное основовязаное по ТУ 17-09-01-10-85
ЭВТИ-Г	фольга А5-М-0,01 или АД 1-М-0,01 по ГОСТ 618-73; холст стекловолокнистый ЭВТИ-7
ЭВТИ-Г1	фольга А5-М-0,02 или АД 1-М-0,02; холст стекловолокнистый ЭВТИ-7
ЭВТИ-Д	фольга А5-М-0,01 или АД 1-М-0,01, сдублированная с холстом стекловолокнистым ЭВТИ-7 при формовании на металлической сетке № 4-1,0
ЭВТИ-Д1	фольга А5-М-0,02 или АД 1-М-0,02, сдублированная с холстом стекловолокнистым ЭВТИ-7 при формовании на металлической сетке № 4-1,0
ЭВТИ-Е	фольга из сплава НВЗВ толщиной 5-7 мкм по ТУ 48-21-151-84; холст марки ХКВ-0,04 по ТУ 6-11-473-80
ЭВТИ-Е1	фольга из сплава НВЗВ толщиной 5-7 мкм; холст марки ХКВ-0,1
ЭВТИ-И	пленка ПМ-1Э-ОА-0,02 по ТУ 17-0170-81, сдублированная с холстом стекловолокнистым ЭВТИ-7 при формовании на металлической сетке № 4-1,0
ЭВТИ-2И	пленка ПМ-1Э-ДА-0,02, сдублированная с холстом стекловолокнистым ЭВТИ-7 при формовании на металлической сетке № 4-1,0
ЭВТИ-И 12	пленка ПМ-1ЭМУ-ОА-0,012, по ТУ 17-0308, сдублированная с холстом стекловолокнистым ЭВТИ-8 при формовании на металлической сетке № 4-1,0
ЭВТИ-И 16	пленка ПМ-1ЭМУ-ОА-0,016, по ТУ 17-0308, сдублированная с холстом стекловолокнистым ЭВТИ-8 при формовании на металлической сетке № 4-1,0
ЭВТИ-2И12	пленка ПМ-1Э-ОА-0,012, сдублированная с холстом стекловолокнистым ЭВТИ-7 при формовании на металлической сетке № 4-1,0
93
3-2
марка ЭВТИ	состав ЭВТИ
ЭВТИ-2И16	пленка ПМ-1Э-ОА-0,016, сдублированная с холстом стекловолокнистым ЭВТИ-7 при формовании на металлической сетке № 4-1,0
ЭВТИ-И 1	пленка ПМ-1Э-ОА-0,02; холст стекловолокнистый ЭВТИ-7
ЭВТИ-2И1	пленка ПМ-1Э-ДА-0,02; холст стекловолокнистый ЭВТИ-7
Материалы, идущие на изготовление ЭВТИ всех марок, проходят входной контроль в соответствии с ОСТ 92-8721-81 с точки зрения выполнения требований нормативно-технической документации на поставку.
Для каждой партии металлизированной пленки проверяется полная нормальная степень черноты е„ по ОСТ 92-0909-69.
В каждой партии ткани стеклянной металлизированной марки ТСОН ТУ 6-11 -173-74 проверяется целостность ячеек ткани, образованных металлизированной нитью. Также не допускается видимого нарушения размеров ячеек ткани, используемой для защиты сформированного пакета ЭВТИ. Чаще всего этой защитой служат арамидные термостойкие ткани. Эти ткани изготавливаются по ТУ ВНИИПХМ № 346-87, обр. 5352-87 (черная ткань) и обр. 5259 (рыжая ткань) и выдерживают температуру 500°С в продолжение 3-минутного воздействия и 300°С при продолжительном нагреве. Основные характеристики этих образцов имеют одинаковые значения: толщина-140 мкм; удельная теплоемкость - 1,1-1,2 Дж/(кгК); коэффициент теплопроводности-0,22-0,28 Вт/(мК); вес - 95±10 г/м2; степень черноты 8-83; коэффициент поглощения 4-0,52.
Перечисленные в таблице 3.4 марки ЭВТИ, обладающие одинаковыми интервалами рабочих температур, собраны в таблице 3.5 в отдельные группы.
Таблица 3.5. Интервал рабочих температур марок ЭВТИ
марка ЭВТИ	интервал рабочих температур, К (°C)	
	минимальная	максимальная
ЭВТИ-А, ЭВТИ-2А, ЭВТИ-Б, ЭВТИ-2Б, ЭВТИ-Б 1, ЭВТИ-2Б1, ЭВТИ-В, ЭВТИ-2В, ЭВТИ-2К	4(269)	423(150)
ЭВТИ-И, ЭВТИ-2И, ЭВТИ-И 12, ЭВТИ-И 16, ЭВТИ-2И12, ЭВТИ-2И16, ЭВТИ-И 1, ЭВТИ-2И1		573 (300) при 773 (500), если Г<3 мин
эвти-г, эвти-п, ЭВТИ-Д, ЭВТИ-Д1		773 (500)
ЭВТИ-Е, ЭВТИ-Е1		1273 (1000)
t - продолжительность теплового воздействия на ЭВТИ
94
3-2
Исходя из данных таблицы 3.5, следует иметь в виду, что к изготовлению матов ЭВТИ для укрытия поверхностей КА с высокой температурой, например горячих агрегатов двигательной установки КА или поверхностей, воспринимающих излучение от её факелов горячего газа, для снижения общего веса теплоизоляции можно использовать следующий подход: - набирать маты из экранов разных марок ЭВТИ, располагая их слои друг под другом по мере повышения или снижения их температу-ростойкости в зависимости от назначения этих матов.
Теплофизические свойства ЭВТИ характеризуются коэффициентом теплопроводности X и термическим сопротивлением R. Справочные значения X и R с погрешностью до ±20% для ЭВТИ толщиной 1 см в необжатом состоянии и в вакууме, равном 10 5 мм рт. ст. (1,33* 10“3 Па) не менее, в интервале различных температур (от Т} до Т2) и при различных плотностях укладки под сжимающими нагрузками в таком же вакууме в интервале температур от 20 до минус 196°С приведены в таблице 3.6. Под плотностью укладки п следует понимать количество экранов с прокладками, приходящееся на 1 см толщины мата ЭВТИ.
Таблица 3.6. Коэффициент теплопроводности и удельной теплоемкости различных марок ЭВТИ
марка ЭВТИ	плотность укладки, Z7, 1/CM	температура, °C		х-ю-5, Вт/(мК)	R, (м2-К)/Вт
		г,	т2		
				29	34
ЭВТИ-А				37	27
	30			45	22
				22	45
					
ЭВТИ-2А				29	34
		20	50 100	35	29
					
ЭВТИ-Б ЭВТИ-Б1	14		150	32 41 49	31 24 20
					
ЭВТИ-2Б ЭВТИ-2Б1				21 27 32	31 24 20
				25	40
ЭВТИ-В				35	29
	13	20	50 100	41	24
					
			150	14	71
ЭВТИ-2В				17	59
				24	41
			50	28	36
ЭВТИ-2К	8	20	100	35	29
			150	46	22
95
3-2
марка ЭВТИ	плотность укладки, Z7, 1/CM	температура, °C		х-ю-5, Вт/(мК)	R, (м2К)/Вт
		Ti	т2		
ЭВТИ-И	21	20	50 100	13 14	77 71
ЭВТИ-И 1 ЭВТИ 2И1	23	20	150 200	16 17	62 59
ЭВТИ-2И	21	20	300	20	50
		150	200 300	21 24	48 42
ЭВТИ-2И12 ЭВТИ-2И16	18	150	300	24	42
ЭВТИ-2И12 ЭВТИ-2И16	20				
ЭВТИ-Г ЭВТИ-П	30	150	200	26,0	38,6
			300	34,0	30,0
			400	43,0	23,2
			500	55,8	18,0
эвти-д ЭВТИ-Д1	18	150	300	63,9	15,47
			400	81,4	12,00
			500	110,48	8,6
ЭВТИ-Е	11	500	800	1279	0,770
			900	1570	0,085
			1000	1977	0,051
ЭВТИ-Е1		500	600	773	1,370
			700	954	1,030
			800	1279	0,770
			900	1570	0,085
			1000	1977	0,051
В таблице 3.7 приводятся значения коэффициента теплопроводности X и термического сопротивления R в зависимости от плотности укладки п, под которой понимается количество экранов с прокладками, приходящееся на 1 см толщины мата ЭВТИ.
96
3-2
Таблица 3.7. Теплофизические свойства ЭВТИ различных марок
марка ЭВТИ	плотность укладки, п, 1/см									
	10	20	30	40	50	10	20	30	40	50
	коэффициент теплопроводности Х-10'5, Вт/(мК)					термическое сопротивление R, (м2К)/Вт				
ЭВТИ-А	-	-	8,1	8,1	8,1	-	-	123	123	123
ЭВТИ-2А	-	-	5,8	5,8	5,8	-	-	172	172	172
ЭВТИ-Б ЭВТИ-Б 1	11,6	14,0	19,8	23,3	23,6	86	71	50	42	39
ЭВТИ-2Б ЭВТИ-2Б1	7,0	10,5	16,3	21,5	25,6	142	95	61	46	39
ЭВТИ-В	8,1	4,7	5,8	8,1	10,5	123	212	172	123	95
ЭВТИ-2В	4,5	4,0	4,7	6,4	9,2	222	250	212	156	108
ЭВТИ-К	5,8	11,6	23,3	30,2	33,7	172	86	42	33	29
ЭВТИ-Г ЭВТИ-Г1	-	-	6,4	8,1	10,5	-	-	156	123	95
эвти-д ЭВТИ-Д1	18,6	16,3	17,4	23,3	29,1	53	61	57	42	34
ЭВТИ-Е ЭВТИ-Е1	7,0	16,3	21,0	28,0	32,6	142	61	57	42	34
ЭВТИ-И	-	-	6,4	5,0	5,2	-	-	156	200	192
ЭВТИ-2И ЭВТИ-И 1 ЭВТИ-2И1	-	-	6,4	5,0	5,2	-	-	156	200	192
ЭВТИ-2И12 ЭВТИ-2И16	-	-	6,4	5,0	5,2	-	-	156	200	192
В таблице 3.8 представлена достаточно важная удельная характеристика - масса 1 м2 каждой из марок ЭВТИ, состоящая из одной пленки и прокладки, позволяющая рассчитать долю массы теплоизоляции в общей массе СОТР, выбранной для конкретного КА.
97
3-2
Таблица 3.8. Массовые характеристики ЭВТИ различных марок
марка ЭВТИ	масса 1 м2, г, не более		толщина, мкм	
	экрана	прокладки	экрана	прокладки
ЭВТИ-А	7,65	7,0	5	50
ЭВТИ-2А	7,79	7,0	5	50
ЭВТИ-Б	7,65	-	5	-
ЭВТИ-2Б	7,79	-	5	-
ЭВТИ-Б 1	18,36	-	12	-
ЭВТИ-2Б1	18,50	-	12	-
ЭВТИ-В	7,65	7,0	5	50
ЭВТИ-2В	7,79	7,0	5	50
ЭВТИ-2К	18,50	7,3	12	-
ЭВТИ-Г	27,00	7,0	10	50
ЭВТИ-Г1	54,00	7,0	20	50
эвти-д	27,00	7,0	10	50
ЭВТИ-Д1	54,00	7,0	20	50
ЭВТИ-Е	60,90	12,0	5-7	50-60
ЭВТИ-Е1	60,90	24,0	5-7	100
ЭВТИ-И	24,90	7,0	20	50
ЭВТИ-2И	25,00	7,0	5	50
ЭВТИ-2И16	21,50	7,0	16	50
ЭВТИ-2И12	16,00	7,0	12	50
ЭВТИ-И 1	24,90	7,0	20	50
ЭВТИ-2И1	25,00	7,0	20	50
В таблице 3.9 приведены данные о количестве экранов ЭВТИ, укладываемых в одном сантиметре толщины мата, и величине толщины мата ЭВТИ, составленного из 10, 20, 30 и т.д. до 100 включительно экранов. Данные получены в условиях необжатого мата, лежащего под действием только силы тяжести. Знание этих данных позволяет судить о габаритах КА, устанавливаемого под головной обтекатель ракеты-носителя.
98
3-2
Таблица 3.9. Толщина теплоизоляции и плотность укладки слоев ЭВТИ разных марок в необжатом состоянии
марка ЭВТИ	количество слоев ЭВТИ										плотность укладки, Z7, 1/CM
	10	20	30	40	50	|_6О|	|7р|	1_80|	|90|	100	
	толщина мата, 5103										
ЭВТИ-А ЭВТИ-2А	6	9	12	15	19	22	25	27	30	32	25
ЭВТИ-Б ЭВТИ-2Б	5	12	17	21	25	30	34	38	41	44	18
ЭВТИ-Б 1 ЭВТИ-2Б1	5	10	15	20	24	29	33	38	42	47	20
ЭВТИ-В ЭВТИ-2В	8	14	21	27	32	39	45	50	56	61	14,3
ЭВТИ-2К	9,5	17	25	33	40	47,5	55	61	69	76	8
ЭВТИ-Г	6	10	15	18	21	25	30	35	37,5	42	20
ЭВТИ-Г1	95	13	16	19	22	23	26	27	30	32	11
ЭВТИ-Д	14,5	21	28	34	40	44	49	53	57	62	20
ЭВТИ-Д1	15	31	41	51	61	70	79	87	94	-	11
ЭВТИ-Е	13	20	26	31	37	41	46	50	54	58	11,5
ЭВТИ-Е1	15	24	34	43	52	60	67	75	78	83	8
ЭВТИ-И ЭВТИ-2И	5	10	14	17	23	26	29	33	36	39	21,4
ЭВТИ-2И16 ЭВТИ-2И12	6	11	15	19	23	27.	32	35	39	42	20
		12	16	21	26	31	35	39	44	48	18,7
ЭВТИ-И 1 ЭВТИ-2И1	7	11	13	15	18	21	23	24	26	28	28
В таблице 3.10 представлено количество слоев ЭВТИ в мате толщиной 1 см под сжимающей нагрузкой разной величины.
Таблица 3.10. Количество слоев экранов в мате ЭВТИ толщиной I см под сжимающей нагрузкой разной величины
марка ЭВТИ	сжимающая нагрузка, кПа/м2					
	19,6	39,2	1 58,8	I	|	78,4	I 98,0	I 117,6
	количество слоев ЭВТИ в мате толщиной 1 см						
ЭВТИ-А ЭВТИ-2А	32	35	37	39	40	41
ЭВТИ-Б ЭВТИ-2Б	23	25	26	27	28	29
ЭВТИ-Б 1 ЭВТИ-2Б1	21,5	22	22,5	23	23	23,5
ЭВТИ-В ЭВТИ-2В	16	17	18	19	20	21
ЭВТИ-2К	13,2	13,5	13,7	13,9	14	14,1
ЭВТИ-Г	25	26	26,5	27,4	27,8	28,3
ЭВТИ-Г 1	31,8	33,2	34,3	35,2	36,1	36,9
ЭВТИ-Д	11	11	12	12	13	13
ЭВТИ-Д 1	9,7	10	10,2	10,4	10,5	10,6
99
3-2
марка ЭВТИ	сжимающая нагрузка, кПа/м2					
	19,6	39,2	|	58,8	1		I	|	98,0	|	Н7,6
	количество слоев ЭВТИ в мате толщиной 1 см					
ЭВТИ-Е ЭВТИ-Е1	17	18	19	20	21	22
ЭВТИ-И ЭВТИ-2И	26	26	27	27	28	29
ЭВТИ-2И16	24	24	25	25	26	26
ЭВТИ-2И12	21	22	23	23	24	25
ЭВТИ-И 1 ЭВТИ-2И1	26	26	27	28	28	29
Клеи, пасты и прокладки, размещаемые между контактирующими элементами в конструкциях СОТР КА и в структуре
тепловой защиты спускаемых в атмосфере планет аппаратов
При создании СОТР КА, ПА АМС и тепловой защиты спускаемых в атмосферах планет аппаратов используются такие пассивные средства, как клеи, пасты, компаунды, прокладки из высоко- или низкотеплопроводных материалов. Первые обеспечивают хороший тепловой контакт между контактирующими поверхностями, снижая контактное термическое сопротивление, вторые - его увеличивают, уменьшая тепловую связь между элементами СОТР.
Отечественными предприятиями разрабатывается большой ассортимент этих средств для нужд авиационной и космической техники.
Крупнейшим российским государственным материаловедческим предприятием, на протяжении 85 лет разрабатывающим и производящим материалы, определяющие облик современной авиационно-космической техники, является Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов - ФГУП «ВИАМ» ГНЦ РФ. Основные результаты своих исследований институт публикует в ежемесячно издаваемом журнале «Клеи. Герметики. Технологии».
В ВИАМ разработана группа клеев, паст, герметиков и заливочных компаундов с повышенным коэффициентом теплопроводности за счет внедрения в материал их основы порошковых наполнителей нитрида бора или алюминиевой пудры (клей ВК-36, 1,0-1,5 Вт/(м-К)), клеи на эпоксидно-кремнийорганических смолах ВТ-25-200 и К-400 (X не менее 0,6 Вт/(м К)), эластичный кремнийорганический клей-герметик ТТГ (Х~2,3-2,9 Вт/(м-К)), кремнийорганическая паста КПТ-8, пасты SILARM-3 (Х~0,8 Вт/(м К)) и SILARM-3 (Х~0,7 Вт/(м К)) {Абелиов Я.Л., 2005).
К первым термостойким клеям, разработанным на элементоорганических соединениях, относятся ВК-15, ВК-15М, ВК-22, отличающиеся длительной термостойкостью при температуре 300-350°С и выдерживающие кратковременный нагрев до 1000-1200°С, характерный для склеенных слоев тепловой защиты СА и ПА АМС.
Применимы к использованию в СОТР и клеи фенольно-кремнийорганические ВК-18М, ВК-49, полиуретановые ВК-20, ВК-20М, ВК-68, ВК-68МП, поликарборансилоксановые ВК-48, ВК-48М, ВК-54 и ВК-54М {Петрова А.П. и др., 2007)
Клей ВК-18М способен длительно работать при 500°С и выдерживает при этой температуре сдвиг силой давления 8-10 МПа. Клей ВК 20 выдерживает одновременное воздействие 400°С и агрессивных сред, клей ВК-48М сочетает оптическую прозрачность с термостойкостью 450°С {Петрова А.П. и др., 2005; Петрова А.П., 2006).
100
3-2
Ведущим материаловедческим предприятием Госкорпорации «Роскосмос» по исследованию материалов для ракетно-космической техники (РКТ) выступает Открытое акционерное общество ОАО «Композит».
К настоящему времени в этом предприятии разработан ряд новых клеев для изделий РКТ (Гладких С.Н. и др., 2016). К ним относятся:
-	полиуретановые монтажные клеи для закрепления кабелей бортовой кабельной сети, в том числе и для проводов датчиков температур системы контроля температурного состояния КА, поддерживаемого системой обеспечения теплового режима;
-	конструкционные клеи (КК) с повышенной теплостойкостью (100-150°С) серии ЦМК: ЦМК-22; ЦМК-18; ЦМК-18-1 на основе термостойких эпоксидных смол;
-	высокотемпературные (800-1000°С) клеи холодного отверждения ЖТК-14 и ЖТК-14-1, пригодные для скрепления слоев теплозащитного покрытия (ТЗП) корпусов предназначенных для посадки на поверхности небесных тел с атмосферой СА АМС между собой и соединения с сотовой конструкцией корпуса и стеклосотами теплоизоляционного слоя ТЗП, вместо ранее используемых К-300, К-400, К-800 и других пленочных клеев.
В таблице 3.11 приведено сравнение прочностных характеристик клеевых соединений, обеспечиваемых клеями группы ЦМК КК и группами клеев К-300 и К-400.
Таблица 3.11. Сравнение прочности клеевых соединений К-300, К-400 и группы ЦМК на сдвиг тСД1„ и отрыв о01р
клей (отвердитель)	Тсдв на АМгб при °C | ooip на АМгб при °C | ooip на ст45 при °C								
	МПа, при температуре, °C								
	20	200	250	20	200	250	20	250	300
К-300-61 (Л-20)	11,5	1,45	0,14	-	0,89	0,3	-	0,18	0
К-400 (Л-20)	-	-	-	25,2	-	0,25	25,2	0,08	0
К-400 (ПО-ЗОО)	Н,1	-	1,63	23,8	3,48	0,53	-	0,03	0
ЦМК-22	15,4	4,0	-	26,0	3,5	3,8	20,4	2,1	0,1
ЦМК-18-1	15,1	3,5	-	35,3	-	-	-	1,75	-
ЦМК-18 (С-2,5)	12,9	3,4	-	31,0	-	3,1	-	2,9	-
Из данных таблицы 3.11 видно, что клеи К-300-61 и К-400 при температуре 250-300°С не обеспечивают прочности на отрыв соединений алюминиевых сплавов и сталей, соответствующих требованиям ОСТ 92-0948-77, а клеи типа ЦКМ-18 при температуре 250°С обеспечивают прочности, превышающие в два-три раза показатели ОСТ для клея К-300-61.
Для склеивания металлических и неметаллических материалов (теплозащиты, теплоизоляции), углеродных материалов ОАО «Композит» разработан высокотемпературный клей холодного отверждения ЦМК-Вт, превосходящий клей К-800 по работоспособности до 1000°С (не более 2 минут) и по прочности клеевых соединений при 200, 500 и 800°С.
Для нанесения на поверхности элементов, находящихся в механическом контакте, с целью заполнения зазоров, обусловленных шероховатостью и неплоскостностью контактных поверхностей, в СОТР КА применяются специальные теплопроводящие пасты. Они наносятся на контактные поверхности с последующим их механическим прижатием. Это способствует улучшению теплопроводящих свойств между поверхностями.
101
3-2
Таблица 3.12. Сравнение характеристик и физических свойств клеевых соединений ЦМК-Вт и К-800
характеристики	значение характеристики клеев	
	ЦМК-Вт	К-800 (отвердитель Л-20+В4С)
прочность при сдвиге на нержавеющей стали, МПа при температуре, °C 25±10	11,9-17,6	16,2; 14,2
200±10	0,8-2,1	1,4; 1,27; 1,50
250±10	0,8-1,4	-
400±10	0,26-0,46	0,28-0,34 0,22-0,30
800±10 кратковременно до 5 минут	0,67-0,74	0,22-0,34
1000 (кратковременно)	0,04-0,11	-
минус 196	6,5-11,8	-
прочность на отрыв, МПа при 25±10°С сталь+сталь ванадий+молибденовый сплав	33,1-33,6 21,4-20,0	28,3; 16,5-19,5
плотность, г/см3	1,48	1,49
коэффициент теплопроводности, Вт/(мК)	1,2 (20°С) 0,83 (50°С) 0,43 (250°С) 0,78 (430°С)	-
Наиболее употребительной в конструкциях СОТР КЛА и АМС является крем-нийорганическая паста теплопроводная КПТ-8 (ГОСТ 19783-74). Лучшие показатели у этой пасты при применении получаются, если зазор между совмещаемыми поверхностями минимален и слой её очень тонок.
Паста КТП-8 представляет собой теплостойкую массу с коэффициентом теплопроводности X при температуре минус 50°С не менее 1 Вт/(м-К), при +100°С - не менее 0,65 Вт/(мК), плотностью при +20°С - 2,6-3,0 г/см3. Предназначена паста для улучшения теплопередачи между двумя поверхностями, например в совмещаемых поверхностях зон нагрева и конденсации тепловых труб различного типа, а также тепловыделяющих приборов с поверхностью термостатируемых сотовых панелей (ТСП).
Паста КПТ-8 обладает высоким коэффициентом теплопередачи в широком температурном диапазоне от минус 60 до 180°С. Срок хранения её практически не ограничен. Неоспоримым достоинством пасты КПТ-8 также является то, что она без остатка удаляется из зазоров и с поверхностей после эксплуатации (не пригорает).
К пассивным элементам СОТР КА относятся также прокладки из различных материалов, устанавливаемые между контактирующими поверхностями элементов КА. Обычно такие прокладки используются в качестве калиброванных термических сопротивлений или термических мостков.
102
3-2
По назначению прокладки бывают термоизоляционные и, очень редко, теплопроводящие. Первые используются в качестве термических сопротивлений и изготавливаются из материалов с низким коэффициентом теплопроводности. Теплопроводящие прокладки устанавливаются обычно в зазорах между деталями конструкции для замены передачи тепла излучением теплопроводностью. Поэтому в качестве основных материалов для изготовления этих прокладок в конструкциях СОТР КА используют металлы с высоким коэффициентом теплопроводности X: медь - 4,05-3,5; алюминий - 2,45-0,9; бериллий - 4,1-0,9 Вт/(м-К) при изменении температуры от минус 100 до +700°С. Кроме того при выборе эффективной прокладки во внимание принимается и плотность этих металлов: у меди она составляет 8,96, у алюминия - 2,7, у бериллия - 1,85 г/см3.
В качестве термических сопротивлений, устанавливаемых между конструктивно разделяемых, но с необходимостью опоры друг на друга деталей СОТР КА, размещают прокладки из материалов с низкими значениями X.
Такими материалами могут служить литые и прессованные продукции из полиуретана, асботекстолита, различных пластмасс и др., способные принимать формы и размеры абсолютно любой конфигурации и эластичности.
Однако наиболее используемыми для прокладок в конструкции СОТР КА являются материалы на основе графита (Х=0,5...4,0 Вт/(м-К)) при изменении температуры от 0 до 700°С) и углерода (Х=0,016...0,023 Вт/(мК) при изменении температуры в том же диапазоне.
Наибольший практический интерес для проектантов СОТР КЛА и АМС представляет компактированный терморасширенный графит (ТРГ).
В зависимости от степени компактирования (плотности) ТРГ используется в качестве наполнителя для углерод-полимерных композиционных материалов как носитель катализаторов, наполнитель для консолидированных пористых углеродных материалов и др. Широкое промышленное применение, особенно в качестве уплотнительных материалов, находит графитовая фольга (компакт), которую получают прокаткой ТРГ без связующего до плотности в диапазоне 0,5... 1,5 г/см3. Эта фольга может использоваться для вырезывания прокладок, повторяющих контуры и размеры элементов, находящихся в структуре СОТР КА в механическом контакте.
Однако следует иметь в виду, что компакты (фольга в том числе) из ТРГ в зависимости от способа получения окисленного графита, насыпной плотности и степени дисперсности, имеют различную теплопроводность и при некоторой критической плотности компакта ТРГ наблюдается скачкообразное изменение коэффициента теплопроводности и модуля упругости. Экспериментально показано, что критическая плотность компакта ТРГ, при которой проявляется это физическое явление, составляет 0,01 и 0,005 г/см3 (Афанасов И.М. и др., 2009).
Как отмечалось выше, пассивными средствами СОТР КА будем считать те, которые для выполнения своих функций не требуют какого-либо управления и, следовательно, затрат электроэнергии от бортовых источников. Остальные используемые в структуре СОТР КА средства будем относить к категории активных.
Заметим, что тепловой режим спускаемых на поверхности планет и их спутников с атмосферой также обеспечивается с помощью пассивных средств - материалов теплозащитного покрытия (ТЗП) корпусов этих аппаратов, сведения об используемых для изготовления ТЗП материалах и их характеристиках изложены в главе 6.
103
3-3
ЕЕактивные средства систем
ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ И СОТР КА
К этой группе средств в структуре СОТР КА относятся все её агрегаты, приводящие в движение участвующие в теплообмене внутренние среды КА (воздух, жидкость, её пары) и элементы конструкции СОТР. К этим агрегатам и элементам конструкции относятся управляемые электроприводные вентиляторы, насосы, жалюзи, створки, заслонки газопроводов и клапаны жидкостных контуров, затеняющие отдающие или принимающие тепло от источников излучения поверхности КА, циклически отключаемые и включаемые электронагреватели, тепловые трубы всех типов.
Часто используемые в структуре СОТР КЛА и АМС радиоизотопные источники тепловой и электрической энергии (РИТ и РИТЭГ) условно можно отнести также к активным средствам из-за использования накопленной природой энергии деления ядер изотопного вещества.
Выбор всех перечисленных средств для использования в конкретной СОТР КА проводится из ассортимента выпускаемых отечественной и зарубежной промышленностью агрегатов в зависимости от требуемых технических характеристик.
Далее уделим внимание устройству и характеристикам только электронагревателей и тепловых труб (ТТ) и их роли в современных конструкциях СОТР КА.
Нагреватели электрические тонкослойные
Нагреватели электрические тонкослойные (плоские), выпускаемые отечественной промышленностью, предназначаются для обогрева и термостатирования изделий и сред путем теплового контакта, конвекцией и излучением в газовых средах или только излучением в вакууме. Нагреватели электрические стеклопластиковые тонкослойные (НЭСТ) широко используются и при создании СОТР КА. Форма, конструктивное исполнение НЭСТ и их электротехнические характеристики регламентируются (ГОСТ 21789-76). Эти НЭСТ изготовляются методами прессования и намотки. В качестве нагревательного элемента НЭСТ используется кремниевая ткань. Ткань устанавливается внутри стеклотекстолитовых пластин, обеспечивающих механическую прочность конструкции нагревателя. Типы НЭСТ, независимо от их формы и конструктивного исполнения, делятся на:
-	НЭСТ с одним неметаллическим нагревательным элементом;
-	НЭСТ с двумя неметаллическими нагревательными элементами.
Номинальные значения напряжения питания плоских НЭСТ по ГОСТ 21789-76 составляют 220 и 27 В для токов частотой 50 Гц. Удельная мощность не более 1700 Вт/м2. Суммарная мощность, требуемая для установки в СОТР КА, набирается из подготовленных секций с малыми значениями мощности (4, 8, 12 Вт) либо готовится сразу же заданной мощности тепловыделения путем выбора соответствующих размеров кремниевой ткани. При нормальных климатических условиях и давлениях от 1,3-10-2 до 1,3-10'3 Па рабочая температура НЭСТ не более 130°С. По согласованию между изготовителем и потребителем рабочая температура конкретного НЭСТ допускается более 130°С.
НЭСТ включает в себя неметаллический нагревательный элемент, электрическую изоляцию, токоведущую шину, вывод и изоляционные поля.
При установке НЭСТ на нагреваемую поверхность необходимо соблюдать требования к качеству изготовления и внешнему виду НЭСТ:
104
3-3
-	поверхность НЭСТ должна быть гладкой, без трещин, изломов, вздутий;
-	расслоения изоляции по периметру НЭСТ и крепежных отверстий должны быть не более 5 мм при обеспечении неповрежденной ширины изоляционных полей не менее 2 мм от кромок неметаллического нагревательного элемента;
-	сколы изоляции по торцам НЭСТ не должны быть более 3 мм по ширине и глубине;
-	глубина вмятин на поверхности НЭСТ должна быть не больше половины толщины изоляции при толщине её до 1 мм и больше всей толщины изоляции - при толщине её свыше 1 мм.
НЭСТ должны сохранять параметры и характеристики в пределах норм в процессе воздействия и (или) после воздействия следующих механических нагрузок и климатических факторов:
а)	вибрационных нагрузок в диапазоне частот 10-2000 Гц с ускорением до 49,1 м/с2 (5g);
б)	многократных ударных нагрузок с ускорением до 147 м/с2 (15g) при длительности удара от 2 до 15 мс;
в)	линейных нагрузок с ускорением до 196 м/с2 (20g);
г)	температуры окружающей среды при эксплуатации, транспортировании и хранении от минус 60 до плюс 60°С;
д)	смены температур окружающей среды;
е)	относительной влажности воздуха 98% при температуре 40°С;
ж)	атмосферного давления от 666 до 29,7-105 Па (от 5 мм рт. ст. до 3 кгс/см2).
Полный установленный ресурс НЭСТ рассчитан не менее чем на (5—6) 104 часов. Установленный срок сохраняемости НЭСТ обычно составляет не менее 12-15 лет. При эксплуатации, хранении, транспортировании и испытаниях НЭСТ допускается изменение мощности в пределах ±15% от первоначального значения, полученного при приемосдаточных испытаниях на предприятии-изготовителе, а также изменение первоначального цвета поверхности.
Каждый НЭСТ имеет маркировку, в которой указаны месяц и год изготовления, порядковый номер по системе нумерации предприятия-изготовителя и условное обозначение нагревателя.
Установка и крепление НЭСТ, монтаж цепей питания производится на обогреваемых объектах по технической документации предприятия-потребителя.
НЭСТ рекомендуется устанавливать по следующим вариантам:
-	крепление к поверхности объекта приклеиванием или с помощью крепежных деталей, с осуществлением непосредственного контакта с обогреваемым объектом;
-	крепление и установка НЭСТ на обогреваемом объекте в любом свободном положении.
При установке на объект и при эксплуатации НЭСТ нельзя допускать его изгибов с радиусом менее 100 мм.
В НПО им. С.А. Лавочкина для СОТР КЛА и АМС применяются и так называемые пленочные нагреватели НЭФ (рисунок 3.6), у которых в качестве нагревательного элемента используется металлическая фольга, тогда как в НЭСТ - стеклоткань или кремнеземная ткань, пропитанная токопроводящим составом. Нагревательный элемент у НЭФ размещен на полиимидной пленке, а у НЭСТ - на тонкой стеклотекстолитовой пластине. Если у НЭСТ есть ограничение на рабочую температуру (+130°С) ограничение, то НЭФ могут работать при температуре более 200°С.
105
3-3
Рисунок 3.6. Примеры конструкции НЭФ
Тепловые трубы в структуре современных СОТР КА
К другой группе активных средств, привлекаемых к организации внутреннего теплообмена в СОТР КА, относятся тепловые трубы.
В 1944 году американцу Р.С. Гауглеру выдали патент на устройство для организации непрерывного процесса переноса тепла испаряющегося жидкого теплоносителя от горячего конца трубы к холодному, где пары жидкости конденсируются, отдавая количество тепла, соответствующее удельной теплоте конденсации. Это устройство получило в последующем название тепловой трубы (ТТ).
Идея тепловой трубы была забыта, вспомнили о ней лишь в середине 60-х годов, и она была вновь запатентована в США ТЛ. Уайтом, но уже как метод обеспечения теплового режима элементов КА.
Применение этого метода в космической технике весьма привлекательно (Гущин В.Н., 2003), так как он, во-первых, не требует затрат энергии для переноса тепла рабочим телом, во-вторых, достаточно прост и, в-третьих, позволяет обеспечить тепловой режим элементов, находящихся в местах, неудобных для охлаждения с помощью других методов. Кроме того, широкий ассортимент используемых в ТТ рабочих тел с различными температурами кипения позволяет обеспечить в принципе любую температуру охлаждаемых элементов.
Принцип работы ТТ состоит в том, что часть рабочего тела, заполняющего объем ТТ, находится в паровой фазе, а часть - в жидкой, причем последняя должна заполнять всю капиллярно-пористую структуру. Если в таком объеме имеются зоны с различными температурами, то в зоне повышенной температуры рабочее тело будет испаряться, а в зоне пониженной температуры и конденсироваться. При этом за счет разности давлений, вызванной конденсацией, пар из зоны испарения будет перемещаться 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 рабочего тела используют воду (для температур ЗОСМ-ООК), ацетон, фреоны, аммиак (для температур 200-350К) и т.п. Плотность теплового потока может составлять десятки ватт на квадратный сантиметр поперечного сечения тепловой трубы.
К настоящему времени появились ТТ для решения широкого круга функциональных задач, весьма разнообразные по конструкции и своим характеристикам. Так, например, имеются трубы-диоды, передающие тепло только в одном направлении. Особенно целесообразно их применять в тех случаях, когда источник тепла периодически отключается, а внешние фоновые потоки тепла сопоставимы с потоком от основного источника.
106
3-3
Если в паровой канал тепловой трубы ввести дополнительный газ, не конденсирующийся при условиях ее работы, то получится труба переменной проводимости. Этот неконденсирующийся газ вытесняется потоком пара в зону конденсации, где он, не участвуя в циркуляции, и скапливается. При определенных условиях между паром и газом устанавливается относительно резкая граница раздела: в той части охлаждаемой поверхности трубы, которая занята неконденсирующимся газом, отвод тепла будет практически отсутствовать. Длина блокированной газом части определяется, в первую очередь, температурой и давлением пара.
При повышении величины теплового потока, подводимого к нагреваемой части трубы, увеличивается температура и, следовательно, давление пара, а значит, становится короче длина блокированной зоны; другими словами, увеличивается площадь теплоотвода. Уменьшение теплового потока, наоборот, уменьшает площадь съема тепла. Такая труба может обеспечить изменение передаваемой тепловой мощности более чем в 15 раз при незначительных изменениях температуры охлаждаемого ею элемента. Кроме того, ее использование позволяет свести к минимуму колебания температуры этого элемента при изменении температуры холодильника.
Разработанные в НПО им. С.А. Лавочкина контурные тепловые трубы (КнТТ) открывают новые возможности как устройства, обладающие высокой теплопередающей способностью и допускающие эффективное активное и пассивное регулирование. КнТТ включает в себя испаритель с капиллярно-пористой вставкой (КПВ), гладкостенные паропровод, конденсатор (может быть разветвленным), конденсатопровод и компенсационную полость. Локально расположенная в испарителе мелкопористая КПВ развивает значительно более высокий, чем в обычной ТТ, капиллярный напор и одновременно до минимума снижает длину переноса жидкости под воздействием капиллярных сил. Паро- и конденсатопроводы не развивают капиллярного напора и служат только для организации движения теплоносителя с минимальными гидравлическими потерями. Благодаря такому разделению функций КнТТ обладает значительно большей перекачивающей способностью, чем обычная ТТ.
Одним из основных условий работы КнТТ (циркуляции теплоносителя в контуре) является наличие перепада давлений (и, соответственно, перепада температур) между зоной испарения и компенсационной полостью, благодаря которому, образовавшийся в испарителе пар движется в конденсатор и выталкивает образующийся там конденсат в компенсационную полость, откуда он всасывается капиллярно-пористой вставкой и опять подводится к зоне испарения. Если температуры испарителя и компенсационной полости равны (т.е. равны давления пара), то циркуляция в контуре невозможна, и это (главная особенность КнТТ) не зависит от температуры конденсатора. Для запуска КнТТ (начала циркуляции) необходим начальный «толчок»: либо повышение температуры испарителя (подвод к нему тепла), либо захолаживание компенсационной полости. Если при этом конденсатор находится в работоспособном состоянии (его температура ниже температуры испарителя), находящийся в нем холодный конденсат выталкивается в компенсационную полость, открывая тем самым конденсатор для активной конденсации в нем пара, поступающего из испарителя. В дальнейшем циркуляция поддерживается уже сама, так как поступающий в компенсационную полость холодный конденсат автоматически поддерживает ее температуру ниже, чем в испарителе, что и является условием сохранения циркуляции. Таким образом, возможность управлять циркуляцией в контуре, воздействуя определенным образом
107
3-3
на температуру (и давление) пара в зоне испарения и в компенсационной полости с помощью активных средств - управляемых электронагревателей, термоэлектрических микрохолодильников (ТЭМХ) - и некоторых пассивных средств, открывает широкие возможности для регулирования интенсивности теплопередачи от испарителя к конденсатору, и в частности, для термостабилизации испарителя.
В настоящее время при проектировании СОТР КА, разрабатываемых в НПО им. С.А. Лавочкина, тепловые трубы, создаваемые на современном уровне технологий, материаловедения и новых способов регулирования их работы (Гончаров К.А. и др., 2011), применяются весьма широко. Отчасти благодаря этому на предприятии произошел переход от конструкции КА с размещением тепловыделяющих приборов в герметичных газоохлаждаемых отсеках к конструкциям КА с внешним расположением служебной и научной аппаратуры - КА негерметичного исполнения. Примерами нового поколения таких КА могут служить ИСЗ «Электро-Л» гидрометеорологического космического комплекса «Электро» (Бабышкин В.Е., 2012), автоматический космический комплекс «Фобос-Грунт» (Гончаров К.А., Тулин Д.В., 2011), КА «Спектр-РГ», «Спектр-УФ», «Спектр-М», «Гамма-400», планируемые для реализации космической программы проведения астрофизических исследований и продолжения изучения физики планет и малых тел Солнечной системы (Хартов В.В. и др., 2011).
Особенно эффективно использование тепловых труб при проектировании СОТР малоразмерных космических аппаратов (МКА) - весьма перспективного направления космонавтики, включенного в планы работ НПО по созданию на базовой универсальной платформе «Карат» (Полищук ГМ. и др., 2007) целого ряда МКА: «Зонд-ПП» (Бондаренко В.А., Финченко В.С. и др., 2013), «Конус-М», «Странник», «Арка» (Хартов В.В., 2011).
В НПО им. С.А. Лавочкина (НПОЛ) также освоено производство высокотеплопроводных сотовых панелей с встроенными тепловыми трубами, позволяющих создавать термостабилизированные элементы конструкции - тепловые сотопанели (ТСП) для установки бортовой аппаратуры и радиационные теплообменники для осуществления сброса тепловой энергии от аппаратуры в космическое пространство.
Конструктивно ТСП представляет собой трехслойную клееную сотопанель со встроенными аксиальными тепловыми трубами (АТТ), выполняющую одновременно роль силовой рамы для установки оборудования и роль теплоотводящего агрегата СОТР. Кроме тепловых труб, в конструкцию ТСП входят два алюминиевых поверхностных листа толщиной от 0,4 до 0,8 мм из алюминиевого сплава (например, В-95) и алюминиевые соты, заполняющие промежутки между корпусами тепловых труб. В некоторых вариантах конструктивного исполнения ТСП поверхностные листы выполняются из углепластика. Плоская поверхность ТСП является основанием для крепления блоков аппаратуры. Блоки устанавливаются на ТСП на втулки, заделанные в ТСП. Встроенные в ТСП АТТ предназначены для сбора и отвода к коллектору тепла, выделяемого приборным оборудованием.
При проектировании СОТР КА, разрабатываемых в НПОЛ, широко применяются аксиальные и контурные тепловые трубы, производство которых в НПО достаточно хорошо отработано. Исторический переход от технических решений на базе газовых циркуляционных отсеков к отсекам с негерметичным расположением служебной и научной аппаратуры продиктован прежде всего необходимостью снижения веса и повышения ресурса КА.
108
3-3
Ряд перечисленных выше КА, применяющих негерметичные отсеки для организации теплового режима оборудования, могут продолжить перспективные АМС, создаваемые в НПО в рамках программ «Луна-Глоб», «Луна-Ресурс» и «Экзо-Марс».
Для создания термостатируемых платформ, при установке на которые оборудование должно функционировать в вакууме, в НПОЛ было освоено производство высокотеплопроводных сотопанелей с встроенными аксиальными тепловыми трубами. Сотопанели широко используются и при изготовлении радиационных теплообменников, в которые также могут быть встроены аксиальные тепловые трубы.
Ранее было сказано об устройстве и принципе действия КнТТ. Здесь же обратим внимание на то, что одним из основных условий работы КнТТ (циркуляции теплоносителя в контуре) является наличие перепада давлений (и, соответственно, перепада температур) на капиллярном насосе испарителя. Запуск КнТТ не инициируется охлаждением конденсатора. Для запуска необходим «начальный толчок»: либо повышение температуры испарителя (подвод к нему тепла), либо захолаживание компенсационной полости. В дальнейшем циркуляция теплоносителя поддерживается в контуре независимо, так как поступающий в компенсационную полость холодный конденсат автоматически поддерживает ее температуру ниже, чем в испарителе, что и является условием циркуляции (Тулин Д.В., Финченко В.С., 2014).
Далее будут представлены некоторые обобщения, касающиеся моделирования АТТ и КнТТ в составе систем, на примере условно-типовой СОТР НПОЛ, имеющей в своем составе ТСП с встроенными АТТ, коллекторный теплопровод на базе АТТ, а также контурную тепловую трубу с радиатором-конденсатором, в качестве завершающего звена теплопередающего тракта (рисунок 3.7).
Рисунок 3.7. Схема типовой СОТР с контурной тепловой трубой
109
3-3
В изображенной на рисунке схеме теплоотвода АТТ, интегрированные в ТСП. снимают тепло, выделяемое оборудованием, и отдают его к контактирующему с ТСП более холодному коллекторному теплопроводу (выполненному также на базе АТТ). Сверху на коллекторном теплопроводе установлен и контактирует с ним испаритель КнТТ, от которого тепло передается с помощью КнТТ к радиационному теплообменнику (РТО). РТО представляет собой совмещенную конструкцию излучающей панели и конденсатора КнТТ и рассеивает приходящую тепловую энергию в космическое пространство. Установка оборудования на ТСП может быть односторонней или двухсторонней. Для управления нагревателями и ТЭМХ КнТТ с помощью температурных датчиков имеются соответствующие выходы на бортовой комплекс управления (БКУ).
Таким образом, возможность управлять работой контура, воздействуя на испаритель и компенсационную полость с помощью активных средств (электронагревателей или ТЭМХ) либо пассивных средств (преимущественно - трехходовой клапан с байпасной магистралью), открывает широкие возможности для регулирования передаваемого теплового потока и термостабилизации охлаждаемого объекта.
Ввиду особой важности роли, которую играют ТТ в современных СОТР КА, рассмотрим более подробно, как осуществляется моделирование АТТ и КнТТ в структуре СТР.
Моделирование аксиальных ТТ и КнТТ в составе СТР
Моделирование АТТ и КнТТ в составе системы терморегулирования является комплексной задачей, которая в общем случае включает в себя:
1.	Оценку величин тепловых проводимостей в пределах ТСП, в частности, от посадочных мест приборов к тепловым трубам;
2.	Оценку тепловых проводимостей на контактных соединениях между тепловыми трубами;
3.	Определение величин тепловых потоков, передаваемых каждой тепловой трубой;
4.	Моделирование переменных тепловых проводимостей теплопередающих агрегатов в составе системы (главным образом, для КнТТ);
5.	Оценку эффективности радиационного теплообменника в завершающем звене теплопередающего тракта системы;
6.	Интерпретацию логики активного управления КнТТ.
Несмотря на то, что в создаваемых НПОЛ космических аппаратах применяются ТТ преимущественно двух типов, схемные решения для каждой системы и даже субсистемы терморегулирования различаются. Это связано с тем, что решаемые задачи и программы применения КА в своем роде уникальны и это отражается на специфике внешних воздействий, циклограммах применения оборудования и на компоновке КА.
Для моделирования СОТР на базе ТСП и КнТТ используют различные пакеты программ. Так, например, для нестационарного моделирования СОТР в составе КА при нахождении на орбите (когда доминирует нестационарный тепловой режим) принято создавать узловую тепловую математическую модель с помощью пакетов типа ТЕРМ (ЦНИИМАШ) или его аналогов (ESATAN, TERMICA и др.). Подобная модель представляет собой систему линейных дифференциальных уравнений вида
110
3-3
Каждое уравнение по сути отражает нестационарный тепловой баланс некоего условно изотермичного узла z, в общем случае находящегося в связи с другими узлами, а также с окружающим пространством (/#), и используется для расчета температур этих узлов посредством численного интегрирования. Необходимые сведения о пакете ТЕРМ, реализуемых в нем методиках и принципах разработки моделей, можно найти в соответствующем руководстве пользователя {Альтов В.В. и др., 2011).
Для представления относительно сложных трехмерных теплопередающих фрагментов конструкции в виде линейных тепловых связей (для узловой модели ТЕРМ или ее аналогов) заранее производят предварительные расчеты с применением ЗЭ-моделей и метода конечных элементов (МКЭ). Для этого применяют программные пакеты типа PATRAN, NX-SIMENS (NASTRAN, ANSYS, SOLIDWORKS) и др.
Оценка величин тепловых проводимостей фрагментов теплопередающих трактов производится в стационарной постановке задачи, где для каждого отдельного (твердотельного) элемента конструкции решается дифференциальное уравнение теплопроводности
V2r = O.
Создание температурного поля на рассматриваемом фрагменте тракта обеспечивается заданием граничных условий 3-го рода
dt
tt(L—С)	\v Qn
^СОЦи'1 С2) Хц,]
а также граничных условий 4-го рода
9tw2
п2^0
По принудительно заданным температурному напору «пар-пар» (Д1-Д2) или «пар - контактная поверхность» и соответствующему расчетному тепловому потоку, проходящему через характерные зоны, определяют величину тепловой проводимости фрагмента/стыка, К [Вт/К], которая затем будет импортирована в узловую модель СОТР.
В использованных выше соотношениях: С - теплоемкость, t - температура, т -время, X - теплопроводность, а - коэффициент теплопередачи, п - нормаль к поверхности тела или к границе контакта двух тел - индексы w, со, е, s соответственно относятся к: стенке, зоне теплового контакта, окружающей среде, температуре насыщения.
Пример расчета тепловой проводимости в ТСП, от посадочного места к тепловой трубе, иллюстрируют рисунки 3.8 и 3.9. Здесь рассматриваются двухсторонний и односторонний подвод тепла, а также разный шаг труб 70 мм и 140 мм, по умолчанию принимаемый для ТСП в НПОЛ. При выполнении расчета в соответствии с рисунками 3.8 и 3.9 задают коэффициенты теплопередачи испарением и конденсацией, а также на контактных поверхностях. Эти величины принято коррелировать с результатами испытаний, проводимых для конкретных теплоносителей и конфигураций алюминиевых профилей АТТ.
Из результатов расчета, проиллюстрированных рисунками 3.8 и 3.9, можно определить что проводимость (для анализируемого типа профиля и условий его установки) лежит в диапазоне -20-34 Вт/(м-К). Данная величина является удельной: чем больше длина трубы, пролегающей под тепловыделяющим прибором, тем выше проводимость К, [Вт/К], между прибором и АТТ.
111
3-3
о
Гср=4,1°С(Т,=0)|
0=4,2 Вт
К=1,0 Вт/К
— 6,2337 шах
I 15,818
15,4023
• 4,9866
4,571
- ] 4,1553 3,7396
3,3239
2,9083
2,4926
J 2,0769
g 1,6612 11,2456
Tcp=5,5°C(Ts=Q)
0=8,4 Вт /(=0,77 Вт/К
б
1,2257 min
а - односторонний теплоподвод; б - двухсторонний теплоподвод.
Рисунок 3.8. Термическая проводимость ТСП в месте установки прибора (шаг АТТ 70 мм)
Для моделирования теплопроводности между различными зонами ТСП учитывают также теплопроводность листов обшивки. В модели элементы ТСП связаны и между собой, и с АТТ, температура пара в каждой из которых является самостоятельным тепловым узлом.
Следующие рисунки, 3.10 и 3.11, показывают, как с помощью МКЭ и 3 D-модели оценивают термические проводимости стыков ТСП с коллекторными АТТ (по напору «пар-пар»). На рисунке 3.10 коллектор из трех АТТ рассматривается как единое целое, на рисунке 3.11 рассмотрен единичный стык. Во втором случае (результат которого более универсален) длина прилегающих зон АТТ ТСП ограничена шагом АТТ в панели, а для коллекторной АТТ прилегающие зоны «отсечены», что подразумевает наличие вплотную лежащих АТТ (которые могут работать, например, на другой коллекторный теплопровод). Проводимость такого соединения для рассмотренного
112
3-3
Тср=11,8°С (Ts=0)
0=8,4 Вт
К=0,71 Вт/К
15,64/ max
14,594
13,54
12,487
11,434
10,38
9,3271
8,2738
72205
U 6,1671
Ц 5,1138
U 4,0605
1“ 3,0072
1,9539
0,90056 min
Гср=13,8°С (Т,=0)
Q=16,8Bt /(=0,61 Вт/К
1в,4У1 max
17,345
16,2
15,054
13,908
О
б
а - односторонний теплоподвод; б - двухсторонний теплоподвод.
Рисунок 3.9. Термическая проводимость ТСП в месте установки прибора (шаг АТТ 140 мм)
варианта профилей невысока, AM),7 Вт/К. Чем выше количество перекрестных контактных соединений между ТСП и коллекторным теплопроводом, тем эффективнее коллектор отбирает тепло от посадочных мест. В общем случае коллекторный теплопровод может быть сконструирован на основе двух, трех, четырех и более АТТ; возможна и бесколлекторная схема соединения ТСП с теплопроводом радиатора.
Рисунок 3.12 иллюстрирует результаты расчета тепловой проводимости стыка испарителя КнТТ с коллекторным теплопроводом на базе трех АТТ. Характерным в этом примере является то, что построенная модель стыка учитывает разделение теплового потока в испарителе КнТТ на уходящий к РТО и проходящий внутрь пористого тела капиллярного насоса. Это способствует снижению расчетного температурного напора на стыке и в большей мере отражает физику работы КнТТ. Рисунок 3.13 показывает более простую модель для бесколлекторного соединения двух испарителей КнТТ с ТСП в АМС «Луна-Глоб». Величина проводимости для стыка по схеме рисунка 3.12 составляет около 17 Вт/К, а для стыка по схеме рисунка 3.13-22 Вт/К.
113
20,000 19,667 19,333
19,000 18,667
18,333 18,000
1 7,667 17,333 17,000 16,667 16,333 16,000 15,667 15,333 15,000
default_Fnnge
Max 20.000 @ Nd 409088 Min 15.000 @Nd 1584396
15,001
15,001
15,001
Рисунок 3.10. Оценка термического сопротивления стыка АТТ коллектора и АТТ ТСП
__ 4,6677 max
4,3414
- 4,0152
- 3,6889
_ 3,3627
- 3,0364
- 2,7102
- 2,3839
- 2,0577
-I 1,7314
1,4052
1,0789
0,7527
0,42645
0,1002 min
Рисунок 3.11. Оценка термического сопротивления единичного стыка коллекторной АТТ с АТТ ТСП
При моделировании теплообмена внутри АТТ между теплоносителем Ts и стенкой Tw принято задавать коэффициент теплоотдачи а примерно в пределах 7000-9000 Вт/(м2К). Основную долю в перепад температуры вносят контакты и массив металла. Вносит свой вклад и величина теплоотдачи при испарении и конденсации. Поскольку в СОТР могут применяться разные типы экструдированных профилей, то наиболее правильно задавать значения для ае (испарения) и ас (конденсации), полученные на основе анализа результатов тепловых испытаний конкретных профилей.
114
3-3
Тколл=0оС;Татт=5°С; а=8000 Вт/(м2-К) результат:
25,00 J
24,53 |
default .Fringe
Max 25.00 @Nd 457399
Min 18.01 @Nd 184592
Рисунок 3.12. Оценка термического сопротивления трехтрубного коллектора и испарителя КнТТ
шм °с
тг>’ 1 а 10.201111:57
20 max
1 18692
17,385
16,077
J 14,77
Г 13,462
к-12,155
L 10,847
I 9 5396
8,232 min
Рисунок 3.13. Бесколлекторный стык испарителей КнТТ с ТСП в АМС «Луна-Глоб»
Для создания граничных условий, имитирующих контактный фланец испарителя КнТТ, задача является схожей, однако здесь следует заранее определиться, к какой поверхности будет применяться а. Если в модели детализируется стальной корпус, зазор с припоем и пористое тело как на схеме рисунка 3.12, то значение а может достигать нескольких десятков тысяч. Если же коэффициент теплоотдачи относится к цилиндрической поверхности алюминиевого фланца, то для пропиленовых КнТТ его значение берут близким к 3000-6000 Вт/(м2К).
115
3-3
default_Fringe:
Max 8.873 @Nd 222658
Min -2.618 @Nd 125349
6
a - зависимость термического сопротивления радиатора конденсатора от Ts;
б - профиль температур в одностороннем РТО в режиме «конденсатор полностью открыт».
Рисунок 3.14. К определению термической проводимости между испарителем и радиатором-конденсатором
116
3-3
Заключительный фрагмент тракта между испарителем КнТТ и радиатором-конденсатором весьма специфичен, поскольку в нем (в широком диапазоне) регулирует-ся/изменяется термическое сопротивление. Основной применяемый метод регулирования для теплопровода радиатора на базе КнТТ пассивный, т.е. с помощью клапана. В системных расчетах этот аспект учитывается в виде зависимости К=ДТЦ показанной на рисунке 3.14а. Температура настройки клапана, при которой интенсивно меняется проводимость КнТТ, определяется задачами проекта.
В режимах работы, когда хладопроизводительность РТО избыточна, расчетный профиль температур в радиаторах-конденсаторах пропиленовых КнТТ не столь критичен, поскольку пропилен не замерзает до минус 185°С, при этом температуру посадочного места надо удерживать от переохлаждения, а не от перегрева. Эффективность РТО в этом случае, как правило, не представляет интереса (в деталях). Однако максимальная тепловая проводимость «пар-РТО», представленная на графике, должна учитывать в этом фрагменте тракта «путь» от температуры входящего пара до среднеинтегральной температуры излучающего листа РТО. То есть сопротивления конструкции РТО, включая конденсатор, должны «входить» в Ктах. Как показано на рисунке 3.146 эффективность РТО определяют ЗО-МКЭ-методом по аналогии с расчетами стыков, рассмотренными выше. При моделировании КнТТ должно учитываться и такое ее свойство, как диодность.
На практике системы на базе ТСП и КнТТ могут иметь достаточно сложную схему, к которой понятие «теплопроводящий тракт» применимо лишь условно. Для систем, имеющих несколько ТСП и РТО, будет нетривиальным ответ на вопрос о том -какой поток и в каком направлении передает в данный момент времени каждая АТТ либо КнТТ. Более того, в системах, функционирующих в условиях явно выраженного нестационарного теплового режима, статические потоки могут сильно отличаться (в любую сторону по величине) от потоков для переходных режимов. Таким образом, на этапе системного моделирования следует контролировать, какие потоки передаются по тепловым связям системы (по АТТ и по КнТТ).
Рисунок 3.15 демонстрирует зависимости предельных потоков для конкретных типов труб. Данные зависимости желательно встраивать в модель, чтобы оперативно, в автоматическом режиме, получать информацию о возможном пересыхании ТТ. Для КнТТ вопрос достижения предельного потока стоит особым образом. Если достигается предельный поток при допустимых рабочих температурах в испарителе -пробой в капиллярном насосе носит восстановимый характер (в чем-то здесь можно провести аналогию с критическим истечением). То есть при достижении предельного потока труба продолжает его передавать, но не может передавать больше. При снижении температурного напора обычная работа КнТТ восстанавливается. Следовательно, для адекватного моделирования теплопроводов радиаторов в составе системы -характеристику по рисунку 3.156 следует встраивать в модель, чтобы «критический режим» достоверно отражался как один из рабочих режимов КнТТ.
Примером более сложной (по отношению к схеме рисунка 3.7) системы может служить СОТР приборного отсека (ПО) КА «Луна-Ресурс» (Ефанов В.В., Долгополов В.ГЦ 2016), для которой на рисунке 3.16 представлены: а-расчетная схема (упрощенная); б - геометрическая модель; в - ЗО-эскиз, дающий представление о том, как из группы АТТ создается общая «теплопередающая сеть».
117
3-3
б
а - расчетный предельный поток передаваемый ATT (AGHP-12.5) при длине ТТ 1 м;
б - расчетный предельный поток передаваемый теплопроводом радиатора на базе КнТТ.
Рисунок 3.15. Зависимость предельных тепловых потоков для АТТ и КнТТ
118
3-3
a
б	в
Рисунок 3.16. Рабочая расчетная схема и геометрическая модель СОТР ПО КА «Луна-Ресурс»
119
3-3
Рисунок 3.16 показывает модель, в которую в конечном итоге, попадают тепловые проводимости, полученные для описанных выше стыков и фрагментов. Модель СОТР в составе КА предназначена для анализа температуры посадочных мест оборудования с учетом характеристик тепловых труб и их стыков, однако при этом на системном уровне рассматриваются условия применения КА, а также эффекты проявления тепловой инерции.
Схема на рисунке 3.16 демонстрирует, что в СОТР ПО применяется восемь ТСП. предназначенных для двухсторонней установки оборудования. Здесь предусмотрено шесть теплопроводов радиаторов на базе КнТТ, которые обеспечивают диодную регулируемую тепловую связь между коллектором на базе АТТ и радиационными теплообменниками.
Коллектор представляет собой систему из теплопроводов на базе АТТ. Каждый коллекторный теплопровод - это пара АТТ, соединяющая между собой (в тепловом отношении) две соседних ТСП. Таким образом, 16 коллекторных АТТ, сгруппированных в восемь пар, обеспечивают тепловую связь всех восьми ТСП между собой, как показано на рисунке. При этом достигается не менее 28 крестообразных тепловых стыков между ТСП и коллектором, поскольку для АТТ внутри ТСП применяется шаг 70 мм.
Применение модели по рисунку 3.16 является достаточно сложным, поскольку требует моделирования работы КА на орбите. Однако, для систем ограниченной сложности, имеющих стабильные условия применения, существует практика отказа от перехода с МКЭ-модели на узловую.
Рисунок 3.17. МКЭ тепловая модель СОТР ПО построенная в NX-Simens
120
3-3
На рисунке 3.17 показана та же СОТР ПО КА «Луна-Ресурс», но разработанная в NX-Simens (методом конечных элементов (МКЭ)). Здесь все АТТ и их стыки являются принадлежностью модели, а не формируются в виде субмоделей. В то же время конденсатор-радиатор КнТТ моделируется по аналогии с узловой моделью. Модель-NX более адекватно представляет распределения температуры по ТСП и может быть успешно использована для анализа температурного состояния системы на стационарных режимах, однако она малоэффективна при моделировании работы КА на рабочих орбитах.
В заключение отметим, что моделирование КнТТ в составе КА требует рассмотрения и отражения логики управления ею. Это связано с использованием в качестве резервных органов управления КнТТ термоэлектрических микрохолодильников (ТЭМХ).
После «засветки» РТО КнТТ может перейти в диодный режим работы, а для эффективного «вывода» КнТТ из этого состояния на ее испарителе установлен ТЭМХ. ТЭМХ, который может включаться как с прямой, так и с обратной полярностью, в автоматическом режиме и в ручном. В автоматическом режиме включение ТЭМХ с прямой полярностью происходит при температуре испарителя выше +10°С и разности температур между испарителем КнТТ и радиатором более 25°С. Выключение ТЭМХ из режима с прямой полярностью происходит при понижении температуры испарителя до +8°С или при уменьшении разности температур между испарителем КнТТ и радиатором менее 12°С. При включении с прямой полярностью ТЭМХ охлаждает компенсационную полость и нагревает испаритель: КнТТ запускается.
Автоматическое включение ТЭМХ с обратной полярностью происходит при температуре испарителя ниже 3°С. Выключение ТЭМХ из режима с обратной полярностью происходит при повышении температуры испарителя до 6°С. При включении с обратной полярностью ТЭМХ нагревает компенсационную полость: КнТТ закрывается. Данный режим активируется в случае неадекватной работы клапана, т.е. внештатной ситуации. Значения температур уставки для активного управления КнТТ определяются задачами проекта.
Управление ТЭМХ может проводиться как в автоматическом режиме, так и по командам оператора, при этом автоматический алгоритм управления ТЭМХ должен быть откорректирован по результатам ТВИ, в соответствии с выполняемой задачей. Учитывая то, что смена режимов работы КнТТ с обычной на диодную и наоборот может происходить достаточно быстро, команды на включение ТЭМХ могут подаваться по дополнительным алгоритмам, например перед каждым заходом в тень, или - циклически, через равные интервалы времени после «события» (например, прекращение «засветки» той или иной стороны КА).
Моделирование алгоритма применения ТЭМХ на уровне системы предусматривает программную реализацию подтверждения условий запуска и фактическое отражение выполнения запуска в модели. Это означает переход с нулевого значения проводимости КнТТ на регламентированное в соответствии с рисунком 3.14а. Физическое моделирование воздействия ТЭМХ на КнТТ требует детализированного моделирования самой КнТТ, что на системном уровне не применяется.
121
ГЛАВА 4
ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ТЕПЛООБМЕНА В ТЕХНИКЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СИСТЕМ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМОВ КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ
ЕЯРОЛЬ теплообмена в объектах РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ. О ПРИРОДЕ ТЕПЛОТЫ. ТЕРМИНОЛОГИЯ И КАТЕГОРИИ ТЕОРИИ ТЕПЛООБМЕНА. МЕХАНИЗМЫ И ОСНОВНЫЕ ЗАКОНЫ ТЕОРИИ ТЕПЛО- И МАССООБМЕНА
Работа системы обеспечения теплового режима космического аппарата заключается в реализации процессов теплообмена и обмена масс сред, в которых эти процессы происходят.
Сложные процессы теплообмена и связанного с ним массообмена играют важную роль в природе и в технике. В связи с потребностями теплоэнергетики, транспорта, атомной энергетики, космонавтики и других областей техники теория теплообмена неустанно развивается/
Особенно сложные задачи теплообмена подлежат решению в области современной ракетной и космической техники (РКТ).
Обеспечение теплового режима космического аппарата, т.е. поддержание последовательности температурного состояния основных элементов конструкции, бортовой аппаратуры и оборудования в заданных пределах при всех режимах работы и внешних условиях функционирования, является одним из основных условий успешного выполнения программы работы КА.
Статистика отказов показывает, что в некоторых случаях эти отказы обусловлены как раз нарушением теплового режима КА. Вместе с тем постоянное расширение и усложнение задач, ставящихся при разработке КА современной конструкции, требует проведения дополнительных исследований, совершенствования методов тепловых расчетов на основе получения многочисленных экспериментальных данных, разработки и внедрения принципиально новых методов и средств обеспечения теплового режима и систем терморегулирования.
Новые требования к работе сложных СОТР КА и несколько упрощенных схем СТР связаны в основном со следующими факторами:
-	с увеличением продолжительности активного функционирования космических летательных аппаратов и дальности полетов от Земли автоматических межпланетных станций;
-	с необходимостью работы КЛА и АМС при значительных изменениях условий в окружающей среде (например, аппараты, функционирующие на поверхности Луны и Марса в различное время суток этих небесных тел, межпланетные станции, удаляющиеся от орбиты Земли в сторону Солнца или к внешним планетам);
122
4-1
-	с ужесточением требований к температурному режиму при использовании некоторых видов бортовой аппаратуры (например, температура элементов оптических телескопов с высокой разрешающей способностью должна поддерживаться с точностью до долей градуса; приемники инфракрасного излучения в целях снижения внутренних шумов должны работать при криогенных температурах и др.);
-	со стремлением к миниатюризации КЛА и АМС;
-	с требованиями к уменьшению массы СОТР и СТР по отношению к общей массе КА при одновременном повышении их надёжности.
Чтобы удовлетворить перечисленным выше требованиям, необходимо, во-первых, уметь более точно рассчитывать тепловой режим КА; во-вторых, использовать новые идеи и средства в области проектирования СОТР. А для этого необходимо более глубокое изучение и совершенствование теории теплообмена.
По мере развития РКТ в 70-80-е годы прошлого века сформировалась (в том числе и в части теории теплообмена) система, связывающая фундаментальные и прикладные исследования с разработками изделий РКТ. Фундаментальные исследования, проводимые институтами АН СССР и РФ, передовыми вузами, позволили определить многие параметры по планетологии, условиям функционирования КА на поверхности планет и в космическом пространстве, обеспечили теоретические предпосылки создания образцов служебной и целевой научной аппаратуры. Отраслевые институты: Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (ЦНИИмаш), НИИХИММАШ (ныне ФКП «Научно-испытательный центр ракетно-космической промышленности» - ФКП «НИЦ РКП»), Государственный научный центр ФГУП «Исследовательский центр им. М.В. Келдыша» - ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша») и ряд других обеспечивали методическое сопровождение предприятий отрасли в части теории теплообмена, разработки, создания и испытаний средств обеспечения теплового режима КА. Соответствующие подразделения предприятий-разработчиков космической техники, отвечающие за обеспечение теплового режима, на базе отраслевой методологии осуществляли проектирование, разработку, испытания и эксплуатацию СОТР в составе КА.
Появление быстродействующих электронных вычислительных машин и их применение в передовых областях науки привело к быстрому развитию вычислительной математики и методов численного решения всех типов задач математической физики. Был сформулирован и начал широко распространяться в различных отраслях науки, в том числе и в теории теплообмена, метод математического моделирования, являющийся синтетическим методом исследования с помощью ЭВМ. Этот метод включает этапы разработки моделей, численных методов, программного обеспечения, параметрических исследований и анализа результатов с последующим внедрением в практику. Математическое моделирование существенно преобразовало сам характер исследований в области теплообмена, установило новые формы взаимосвязи между экспериментальными и математическими методами.
Теорией теплообмена или теплопередачи называется наука, изучающая процессы переноса тепла в пространстве с неоднородным температурным полем. Процессы теплообмена и вызываемые ими физические явления, в частности массообмен, возникают между различными телами или отдельными частями одного и того же тела, между средами при наличии в них разности температур.
Эта наука оперирует многочисленными терминами и категориями, такими, как: теплота, количество тепла (тепловая мощность), тепловой поток, теплопроводность, излучение, теплоемкость, конвекция, теплопередача, теплоотдача и т.п.
123
4-1
Природа теплоты. Терминология и основные законы теории теплообмена
Понятие теплоты на молекулярном уровне тесно связано с понятием вещества как вида материи. Вещество состоит из молекул, атомов и элементарных частиц - электронов, протонов, нейтронов, - находящихся в хаотическом и упорядоченном движении, и обладает внутренней энергией и массой покоя в отличие от физического поля.
Теплота —это кинетическая часть внутренней энергии вещества в виде хаотического движения молекул и атомов, из которых оно состоит. Мерой интенсивности движения молекул и атомов этого вещества является температура. Вещество, системы средств и объектов, имеющие постоянную температуру, находятся в тепловом равновесии. ‘
Из опытов установлено, что тепло, получаемое одним телом, передается от нагретой его части к более холодной и другому телу посредством теплового контакта с ним. Твердое тело передаёт в плотную окружающую среду (жидкость, газ) или приобретает от неё тепло в зависимости от разности их температур. Тепло, полученное телом, передаётся в разреженную среду (разреженный газ), выделяется или поглощается при соединении разных веществ (химическое взаимодействие), выделяется при трении тел. Процесс передачи тепла прекращается при наступлении равновесия между телами, т.е. когда температура устанавливается одинаковой для всех окружающих тел сред.	;
Таким образом, тела, участвующие в процессе, обмениваются между собой энерги ! ей. При этом энергия одних тел увеличивается, других - уменьшается. Теплота и есть! та форма энергии, которая передается путём неупорядоченного движения молекул. :
Природа и закон теплопроводности
Теплопередача - это физический процесс передачи тепловой энергии от более го-, рячего тела к более холодному или непосредственно (при контакте), или через разделяющую тела или среды перегородку из какого-либо материала. Теплопередача возникает, когда физические тела одной системы находятся при разной температуре, и происходит до момента наступления термодинамического равновесия.
Количество теплоты является одной из основных термодинамических величин, определяющих баланс тепла при теплопередаче. Количество теплоты является функцией процесса, а не функцией состояния, т.е. количество теплоты, полученное системой, зависит от способа, которым она была приведена в текущее состояние. В системе СИ единицей измерения теплоты является джоуль (Дж).
Количество теплоты, которое получает тело при изменении температуры от величины Г11ач до Гкон, пропорционально его массе и разности этих температур и определяется соотношением
Q=c-nr(TWM + Тнач),
где с - удельная теплоёмкость вещества, из которого состоит тело, Дж/(кг К); т - масса вещества кг; Гко|| и Тнач - конечная и начальная температура тела, К.
Известно, что передача тепла происходит за счет трех механизмов: теплопроводности, конвекции и излучения.
Теплопроводность (кондукция) - это процесс переноса энергии, обусловливаемый взаимодействием микрочастиц поверхностей соприкасающихся тел. Теплопроводность металлов обусловлена фононными колебаниями кристаллической решетки и движением большого числа свободных электронов.
124
4-1
Теплопроводность материалов и веществ характеризуется коэффициентом теплопроводности \ Вт/(мК).
Коэффициент X чистых металлов меняется в широких пределах и в среднем лежит в диапазоне 7...400 Вт/(мК) (от ртути до меди и серебра). При этом коэффициент X золота, алюминия, железа, свинца и титана в соответствии с указанной последовательностью составляет 310, 238, 76, 35, 16 Вт/(м-К) при температуре 0°С.
Примеси металлов значительно снижают коэффициент X, так как структурные неоднородности сильно рассеивают электроны. Например, у чистой меди к-395 Вт/(м-К), а у меди с примесями мышьяка 142 Вт/(мК). У сплавов, в отличие от чистых металлов, коэффициент к увеличивается с ростом температуры. В целом он убывает с уменьшением плотности материалов и веществ.
В неметаллических твердых телах коэффициент теплопроводности растет с увеличением температуры, а также с ростом плотности вещества. Здесь на величину к оказывают влияние структура, пористость и влажность материала.
Перенос тепла теплопроводностью в газах при обычных давлениях и температуре определяется переносом кинетической энергии теплового движения в результате хаотического движения и столкновения молекул газа. С изменением давления газа коэффициент теплопроводности к меняется незначительно, а с ростом температуры он увеличивается. Исключением является водяной пар, теплопроводность которого падает с ростом температуры и проявляется значительная зависимость от давления. Для смесей газов правило аддитивности не действует и коэффициент теплопроводности определяется опытным путем. Для газов значение коэффициента к лежит в диапазоне 0,005...0,5 Вт/(мК). Самые высокие значения коэффициента теплопроводности имеют водород и гелий.
Количество тепла, передаваемое через поверхность площадью F в единицу времени, называется тепловым потоком Q, Вт. Тепловой поток, передаваемый через единицу поверхности, называют плотностью теплового потока’. q=Q/F, Вт/м2.
Теплота, передаваемая теплопроводностью, описывается законом Фурье, согласно которому вектор плотности теплового потока прямо пропорционален температурному градиенту:
=
dn *
Знак «минус» в этом соотношении указывает на то, что теплота передается в направлении, обратном градиенту температуры.
Конвекция и уравнение Ньютона - Рихмана
Конвекция (конвективный перенос) - это перенос энергии (теплоты), обусловленный пространственным перемещением жидкости или газа с различными температурами, в том числе и от нагретого тела, помещаемого в эту среду.
Конвективный перенос делят на естественную и вынужденную конвекцию.
Естественная конвекция возникает под действием массовых сил, связанных с неоднородностью жидкой или газовой среды (архимедова сила при разной плотности среды).
Вынужденная конвекция возникает при действии внешних сил на границе системы твёрдое тело-жидкость (тело-газ) (перепад давления в трубопроводе, ветер по отношению к телу) либо при сообщении потоку кинетической энергии от искусственного источника.
125
4-1
Теплоотдачей характеризуют обмен теплом посредством конвекции между жидкостью (газом) и поверхностью твёрдого тела.
Примером такого теплообмена является процесс, где более нагретые части среды, имеющие меньшую плотность, поднимаются, а более холодные - опускаются. Молекулы в разных слоях обладают различной средней кинетической энергией, зависящей от температуры слоя. Двигаясь поступательно, молекулы могут непрерывно перелетать из слоя в слой, перенося с собой энергию, присущую покидаемому слою. Вместе с переносом вещества происходит перенос энергии, что в сильной степени ускоряет процесс теплообмена.
Количество теплоты, переданное в процессе теплоотдачи от горячей стенки с температурой ГС1 к среде, имеющей температуру Гср определяется по уравнению Ньютона - Рихмана, согласно которому плотность теплового потока прямо пропорциональна разности температур стенки и жидкой (или газовой) среды для установившегося режима
q=a{Tc- Гср).
Здесь коэффициент пропорциональности а, Вт/(м2К), называется коэффициентом теплоотдачи. Он характеризует интенсивность процесса конвективного теплообмена между поверхностью стенки и омывающей её средой. Согласно теории подобия {Михеев М.А. и др., 1977) конвективный теплообмен без изменения агрегатного состояния вещества в стационарных условиях может быть описан критериальным уравнением вида функциональной зависимости числа Нусельта от критериев подобия теории теплообмена: Рейнольдса - Re, Грасгофа - Gr, Прандтля - Рги др.
Nu =f{Re, Gr, Pr, ...).
Тогда коэффициент теплоотдачи а определяется из формулы
Nu= a-LTk,
в которой число Нусельта устанавливает взаимосвязь коэффициентов теплоотдачи а, теплопроводности X и параметра L - геометрического размера, который в наибольшей степени влияет на коэффициент а. Таким параметром, например, может быть, длина горизонтальной пластины, обтекаемой жидкостью вдоль её поверхности, или высота стенки при естественной конвекции.
Конвекция теплоты всегда сопровождается теплопроводностью, так как при движении жидкости или газа неизбежно происходит соприкосновение отдельных частиц, имеющих различные температуры.
Совместный перенос теплоты путем конвекции и теплопроводности называют конвективным теплообменом.
В этом случае интегральный тепловой поток, передаваемый поверхностью твердого тела площадью F и воспринимаемый движущейся средой, будет составлять
Q- F’{qKUK + <7-ц|Р),
где <7KIIB и <71пр ~ плотности теплового потока, передаваемого конвекцией и теплопроводностью соответственно.
Излучение и закон Стефана - Больцмана
Излучение {лучистый, радиационный теплообмен) - это процесс переноса энергии, обусловленный превращением части внутренней энергии вещества в энергию излучения (испусканием электромагнитных волн, или фотонов), переносом излуче-
126
4-1
ния в пространстве со скоростью света и его поглощением веществом (обратным превращением энергии электромагнитных волн во внутреннюю энергию). При этом перенос излучения в материальной среде может сопровождаться поглощением и рассеянием, а также собственным излучением среды.
Для лучистого теплообмена наличие материальной среды между телами не является необходимым, т.е. теплота в этом случае может передаваться через вакуум, что принципиально отличает его от других видов теплообмена (теплопроводности, конвективного).
При прохождении излучения через тела или среды часть его отражается, часть поглощается средой (телом) и часть проходит через среду или тело. Отношение поглощенного излучения к поступающей к телу полной энергии излучения называют коэффициентом поглощения As.
Мощность теплового излучения определяется по критерию абсолютно чёрного тела. Под абсолютно чёрным телом понимается физическая идеализация, применяемая в термодинамике, т.е. это тело, поглощающие всё падающее на него электромагнитное излучение во всех диапазонах и ничего не отражающие.
Спектр излучения абсолютно чёрного тела определяется только его абсолютной температурой (Зигель Р, Хауэлл Дж., 1975; Блох А.Г. и др., 1991).
Под чёрным телом понимаются реальные вещества, например, сажа, поглощающая до 99% падающего излучения в видимом диапазоне длин волн. Однако инфракрасное излучение поглощается такими веществами значительно хуже. Среди тел Солнечной системы свойствами абсолютно чёрного тела в наибольшей степени обладает Солнце.
Излучение всех тел в инфракрасном диапазоне электромагнитных волн зависит от температуры. Причём с повышением температуры излучение увеличивается, так как увеличивается внутренняя энергия тела.
Изменение температуры тела вызывает не только изменение абсолютной величины интенсивности излучения, но сопровождается еще изменением спектрального состава или «цвета» излучения. С повышением температуры повышается интенсивность коротковолнового излучения и уменьшается интенсивность длинноволновой части спектра.
Зависимость излучения от температуры более значительная, чем процессов теплопроводности и конвекции. Поэтому при низких температурах преобладающую роль может играть теплообмен за счет конвекции и теплопроводности, а при высоких основным видом переноса тепла может быть тепловое излучение.
На рисунке 4.1 приведены зависимости мощности и, кДж/мкм, от длины волны X, мкм, от температуры этого тела Т, из которых следует, что чем выше температура черного тела, тем выше мощность его излучения (Цаплин С.В. и др. 2013).
Равновесное излучение - это излучение, создаваемое источником при постоянной его температуре. Примером источником такого излучения может служить тело, находящееся внутри оболочки с непрозрачными стенками, температура которых равна температуре тела.
Неравновесное излучение реализуется, когда его источник нагревают.
Интенсивность теплового излучения определяется законом Стефана - Больцмана, в соответствии с которым плотность теплового потока излучения чёрного тела (интегральная мощность спектра излучения), приходящаяся на единицу площади поверхности, прямо пропорциональна четвёртой степени температуры Т тела:
127
4-1
q=cT\
где q - мощность, Вт/м2, с единицы площади излучающей поверхности; о=5.67-10-8 Вт/(м2-К4) - постоянная Стефана - Больцмана.
Чтобы учесть отклонение многочисленных «серых» тел от идеального черного тела, в правую часть выражения, описывающего закон Стефана - Больцмана, вводится коэффициент 8, меньший единицы, называемый излучательной способностью или степенью черноты. Для плоской черной поверхности этот коэффициент может достигать значения 0,98, а для полированного металлического зеркала 8 не превышает величины 0,05.
Тогда для нечёрного («серого») тела закон Стефана - Больцмана приобретает вид ^=8оГ4,
где 8 - степень черноты (для любых веществ 8< 1, для абсолютного чёрного тела 8=1).
Таким образом, если интенсивность теплопередачи путем теплопроводности и конвекции пропорциональна температуре, то лучистый тепловой поток абсолютно излучающего тела пропорционален четвертой степени температуры и подчиняется закону Стефана - Больцмана
128
4-1
Q=^Ftf- T2\
где, как и ранее, Q - тепловой поток, Вт; F- площадь поверхности излучающего тела, м2; Т] и Т2 - абсолютная температура излучающего тела и тела, поглощающего это излучение.
Для технических расчетов этот закон можно записать в следующем виде:
41
Q 008/7СооС
где о0 - коэффициент пропорциональности, соответствующий постоянной Стефана -Больцмана о, но равный 5,67 Вт/(м2К4).
В этом параграфе приведены только основные понятия, используемые в теории теплообмена и её законы, характеризующие природные механизмы обмена теплом между разно нагретыми телами, веществами и средами.
В следующих параграфах представлены некоторые более развернутые математические модели, описывающие внешний и внутренний по отношению к КА и его СОТР тепло- и массообмен, и приведены некоторые примеры расчета теплового состояния отдельных элементов структуры СОТР.
129
4-2
ЕИосновные законы теории внешнего
ТЕПЛООБМЕНА КА С ВНЕШНЕЙ СРЕДОЙ
В задачу системы средств внешнего теплообмена КА входит восприятие падающих потоков от внешних источников излучения, сброс с помощью радиационного излучателя в космос избытка тепла, выделяемого источниками на борту КА, и предотвращение притока избыточного тепла на борт от внешней среды, т.е. его теплоизоляция.
Структура расчёта внешних тепловых потоков на поверхность КА включает в себя расчет падающих потоков от внешних источников излучения, расчёт падающих на элемент поверхности лучистых потоков от соседних элементов поверхности КА, расчёт падающих на элементы поверхности КА потоков, обусловленных многократными переотражениями лучистых потоков между соседними элементами поверхности КА. Расчёт указанных потоков проводится с учётом взаимного экранирования элементов внешней поверхности.
На поверхности КА выпуклой формы не происходит многократных отражений и затенений потоков излучения. На поверхности КА сложной формы, имеющей выносные элементы (разворачиваемые в пространстве солнечные батареи (СБ), антенны, экраны, радиаторы-излучатели и др.), происходит существенное перераспределение потоков падающего излучения, включая потоки собственного излучения элементов внешней поверхности КА, за счёт их переотражения и затенения.
Внешняя поверхность КА представляет собой совокупность плоских и криволинейных поверхностей (цилиндрических, сферических, конических и т.п.). Их температура может изменяться как по координатам, так и по времени; радиационные характеристики (Ах - коэффициент поглощения, 8 - степень черноты, р - коэффициент отражения поверхности их- коэффициент пропускания лучистой энергии) могут также изменяться в зависимости от угла падения, длины волны падающего излучения и температуры.
Радиационные характеристики многих используемых в космической технике материалов (полированных металлов, стеклотканей, поверхности СБ и др.) имеют как диффузную, так и зеркальную составляющие отражения. Для подобных поверхностей значительная часть отражённой от них энергии концентрируется вокруг направления, являющегося зеркальным по отношению к направлению падающего излучения, а распределение остальной её части вне зеркального максимума близко к диффузному. Доля зеркально отражённой энергии существенно зависит от угла падения излучения. Зеркальное отражение падающего излучения может значительно влиять на теплообмен излучением, особенно в полостях и в системах с большими коэффициентами отражения.
Существенные неравномерности индикатрис поглощения и пропускания также значительно влияют на теплообмен излучением. Теплообмен излучением в системе поверхностей со сложной геометрией описывается системой интегродифференци-альных уравнений, для решения которых используют различные методы.
Зональный метод расчёта падающих и поглощённых лучистых потоков (Руководство..., 1992) применяется для КА, внешняя поверхность которых может быть аппроксимирована конечным числом плоских площадок (зон).
Зональный метод основан на следующих допущениях:
-	радиационные характеристики As, 8, р, х плоских зон, аппроксимирующих поверхность КА, изотропны и однородны в пределах зоны;
-	температура и плотность потока эффективного (собственного плюс отражённого) излучения однородны в пределах зоны.
130
4-2
При зональном методе система интегродифференциальных уравнений, описывающих лучистый теплообмен, приводится к системе линейных алгебраических уравнений, при решении которой определяется теплообмен излучением для выбранного диапазона спектра, в пределах которого радиационные характеристики постоянны. Для учёта селективного характера лучистого теплообмена КА рассчитывают отдельно поглощённые потоки солнечного излучения и ИК-излучения планеты и элементов конструкции КА.
Расчёт поглощённых, т.е. принятых внешней поверхностью КА тепловых потоков, проводится поэтапно в следующем порядке:
-	выполняется аппроксимация поверхности КА и его выносных элементов системой плоских зон;
-	определяются относительные положения КА и внешних источников излучения;
-	выполняется расчёт потоков падающего излучения от Солнца и планеты в системе плоских зон с учётом возможного затенения;
-	рассчитываются угловые коэффициенты излучения между плоскими зонами системы с учётом затенения;
-	выполняются расчёты потоков поглощённого излучения от Солнца и планеты в системе плоских зон с учётом переотражения;
-	рассчитываются потоки поглощённого собственного излучения в системе плоских зон при заданном распределении температур зон с учётом переотражения;
- проводится расчёт рекомбинационной и молекулярной составляющих тепловых потоков, обусловленных движением КА в разреженных слоях околопланетого космического пространства.
Аппроксимация поверхности КА и его выносных элементов выполняется по результатам исследования чертежной документации на конструкцию КА.
Относительные положения КА и внешних источников излучения определяются по баллистике полета КЛА по орбите ИСЗ и траекторным параметрам межпланетного перелета АМС.
Расчёт потоков падающего излучения от Солнца и планеты в системе плоских зон с учётом возможного затенения проводится по результатам расчета угловых коэффициентов излучения между плоскими зонами системы с учётом затенения.
Расчёты потоков поглощённого поверхностью КА излучения от Солнца и собственного излучения в системе плоских зон при заданном распределении температур в этих зонах ведутся с учётом переотражения.
Расчёт рекомбинационной £>рск и молекулярной £>мол составляющих дополнительных тепловых потоков, обусловленных продолжительным движением КА в разреженных слоях околоземного космического пространства, ведется на высотах до 300 км. При этом учитывается, что, начиная с высоты около 130 км, реализуется свободномолекулярный режим течения. Указанные составляющие в (РД 92-0215-2014) рекомендуется оценивать по формулам
2рек = М pr(Fj//F) Vарск Ерск;
К3
бмол=Рг(^К/Г)- 2	,
где Fv - проекция поверхности элемента на плоскость, перпендикулярную направлению скорости; р, - плотность газа, кг/м3; V - скорость КА, м/с; А/ - число частиц в единице объема газа на рассматриваемой высоте, 1/см3; орск - эф
131
4-2
фективность рекомбинаций (отношение числа столкновений, приведших к рекомбинации к общему числу столкновений); Ерск - энергия рекомбинации, отнесенная к одной частице набегающего потока, Дж. Для атомарного кислорода ЕрСК= 8,198 1019Дж.
Источниками внешнего теплового воздействия на КА при его движении по орбите вокруг планеты являются: прямое излучение Солнца, отраженное от планеты солнечное излучение, собственное излучение планеты.
Простейшим примером математической модели, описывающей энергобаланс при установившейся равновесной температуре поверхности КА, может служить конструкция контейнера, отводящего выделяемое в нем тепло, излучением в космос, первых АМС «Луна-1» и «Луна-2» (Минчин С.Н., Улубеков А.Т., 1972). Эти аппараты представляли собой сферический герметичный контейнер, который заполнялся газом при давлении 0,13 МПа. Температура газа около 20°С обеспечивалась, с одной стороны, специальной обработкой наружной поверхности оболочки контейнера, придающей ей определенные оптические характеристики А, и 8, и, с другой стороны, установкой в контейнере вентилятора для принудительной циркуляции газа. Циркулирующий газ отбирал тепло от приборов и отдавал его оболочке, являвшейся своеобразным радиатором-излучателем.
В этом случае реализовывались конвективная теплоотдача от источников тепла (блоков аппаратуры) к газу, от газа - к внутренней стенке контейнера и лучистый теплообмен наружной поверхности АМС с окружающей средой.
Эта математическая модель имеет вид
ыТ ^в„ + q^ <7собф|+ </oipФ?>
где 8 - коэффициент излучения (степень черноты) излучающей поверхности контейнера;
о - постоянная Стефана - Больцмана, равная 5,67’10 8 Вт/(м2К4);
Т— равновесная температура излучающей поверхности АМС, К;
д|1И - мощность тепловыделения аппаратуры в контейнере АМС, Вт;
qs - мощность солнечного излучения, Вт;
<7соб - средняя мощность собственного теплового излучения Земли, Вт;
(pi - угловой коэффициент между поверхностью ИСЗ и планетой, определяющий долю собственного излучения планеты, попадающую на поверхность;
<7oip - средняя мощность отраженного Землей солнечного излучения, Вт;
(р2 - комбинированный угловой коэффициент, зависящий от взаимного положения поверхности, Солнца и планеты, определяет долю отраженной от планеты солнечной энергии, попадающую на рассматриваемую поверхность;
qs=AsSQFM,
As - коэффициент поглощения солнечного излучения поверхностью АМС;
50 - плотность потока солнечного излучения у Земли, Вт/м2;
FM - площадь проекции освещенной Солнцем поверхности АМС на плоскость перпендикулярную направлению на Солнце, м2.
Плотности тепловых потоков, поступающих на элемент поверхности АМС, единичной площади qcoQ и <?01р собственного излучения планеты и отраженного ею солнечного излучения определяются по формулам, рекомендуемым в (РД 92-0215-2014)'.
COS\|/0+|COS\|/0|
(?СОб— Cj + С2
132
4-2
Собственное излучение планеты
о cos\|/0+|cos\|/0|
^отр-	>
где \|/0 - зенитное расстояние Солнца до рассматриваемой области планеты, т.е. угол между направлением на Солнце и внешней нормалью к поверхности данной области планеты; а - среднее альбедо планеты;
50 - солнечная постоянная в окрестности планеты;
С], С2 - константы, определяющие собственное излучение планеты, при этом: для планет с плотной атмосферой (в частности, для Земли) Ci=(l-a)£o/4, С2=0; для планет без атмосферы Ci=0, C2=(l-a)S0; для планет с разреженной атмосферой С| задает равномерно распределенную по поверхности планеты инфракрасную составляющую собственного излучения, а С2 - неравномерно распределенную составляющую в подсолнечной точке.
Для Земли Ci~220 Вт/м2, для Венеры Ci-230 Вт/м2.
Для Меркурия и Луны С,~0 Вт/м2, а С2~8200 Вт/м2 - для Меркурия и С2~1270 Вт/м2-для Луны.
Для Марса Ci~46 Вт/м2, С2~310 Вт/м2.
Исходя из приведенных значений собственных и отраженных потоков разных планет, можно видеть, что если основным тепловым потоком, поступающим на поверхность АМС, является собственное излучение планеты, при любых покрытиях поверхности станции при отсутствии внутреннего теплоподвода поверхность принимает температуру, соответствующую этому тепловому потоку. Это создает немало трудностей при разработке СОТР АМС для посадки на поверхности планет или их спутников, не имеющих атмосферы (Меркурий, Луна), так как в этом случае теплообмен с окружающим пространством, как и при нахождении на орбите, в основном происходит за счет излучения.
Установка на поверхности КА теплоизоляции предотвращает нерегламентирован-ный сброс внутреннего тепловыделения во внешнюю среду и поступление избыточной энергии от внешних источников излучения тепла к элементам КА и СОТР. Для теплоизоляции КА используется набор пленок экранно-вакуумной изоляции (ЭВТИ), обеспечивающий достижение необходимого термического сопротивления. Теплофизические свойства ЭВТИ разных марок, применяемых при проектировании СОТР КЛА и АМС, подробно рассмотрены в главе 3. Эти свойства обычно определяются лабораторными методами и излагаются в технической документации, сопровождающей поставку ЭВТИ заказчику.
Теплоизолирующая эффективность ЭВТИ может быть также рассчитана по следующей методике (Цаплин С.В. и др., 2013). Схема ЭВТИ рассчитываемого случая показана на рисунке 4.2.
Рассматривается плоский фрагмент оболочки КА, укрытый пакетом ЭВТИ при воздействии внешнего теплового потока. Экраны пакета ориентированы металлизированной стороной внутрь.
Масса ЭВТИ полагается сосредоточенной в слоях пленки, а температуры оболочки и пленки постоянной вдоль пространственных осей координат. Тогда дифференциальные уравнения изменения температуры оболочки и каждого слоя ЭВТИ с учетом переноса тепла только излучением записываются в виде системы:
С*вРв^вн £пр(£в, £i) ^(-^i Тв),
133
4-2
Рисунок 4.2. Расчетная схема ЭВТИ
Cmpmhm^-= £пр(£в, е,) а(Г4- Г,4) + £Пр(£], е2) о(Г24- Г,4);
С„„ Рпл = епр(£в> £|) °(^-| - ^4) + бпр(б|, £2) 0(7’, и - Т-);
Спл Рпл ^ПЛ A.sl Qttap 82ОТ/; Т 8np(8j•> 82) ^(^л-1	),
где п - число экранов; Тп - температура корпуса; Т,- температуры экранов; Св, CILI-теплоемкость; рв,рШ1 - плотность; Лв, й1|Л -толщина корпуса и пленки соответственно; 8В, 81, 82 - степень черноты корпуса, алюминия и пленки соответственно; As2 - ко-( 1 1 \ эффициент поглощения солнечного излучения для пленки; 8пр(8ь 82) = £ + g
приведенная степень черноты для плоскопараллельной системы тел; gIiap - плотность внешнего теплового потока, падающего на наружный слой ЭВТИ; #в„ - плотность внутреннего теплового потока, подводимого к внутренней поверхности оболочки.
Ввиду нелинейности решение системы уравнений может быть найдено только численно, однако для стационарного случая существует аналитическое решение (Бо-лычев С.А. и др., 2008):
4/ 1 ( Ху2 ^нар /	1 \	)
^В— у Q ।	£2	+ у2 (£Пр (81,82))“*" J <?ВН J,
4 ГТ , Л2<7наР / n-i+l n-i \	)
Ti= у О |	82	+ (	82	+ 8!	^вн Г
Данное решение может быть использовано для нахождения плотности теплового потока gBII, при которой температура корпуса космического аппарата Тв будет оставаться постоянной.
Теплообмену с внешней средой подвергаются и спускаемые в атмосферах планет аппараты и функционирующие на поверхностях этих планет посадочные аппараты.
С теоретическими подходами к решению задач обтекания тел, движущихся в атмосфере с гиперзвуковыми и сверхзвуковыми скоростями, можно ознакомиться в шестой главе.
134
4-2
Здесь же рассмотрим теоретические основы теплообмена находящихся на поверхностях планет посадочных аппаратов, испытывающих воздействие спокойной атмосферы и её ветров, действующих в приповерхностных слоях.
В качестве примера для рассмотрения методов решения задач конвективного теплообмена принимаются атмосферные условия Марса. Как отмечалось в главе 2, по современным оценкам, скорости ветра для приповерхностного слоя атмосферы Марса на высоте от 5 до 10 м не превышают 40 м/с, хотя с учётом микрорельефа, высоты и климатических условий вероятны порывы от 100 до 140 м/с.
Поэтому находящиеся на поверхности Марса аппараты подвергаются воздействию свободной конвекции - в отсутствие ветра, и вынужденной - под влиянием ветра.
Как утверждалось выше, конвективный теплообмен, происходящий без изменения агрегатного состояния вещества как в телах, подвергаемых воздействию внешней среды, так и в самой газовой среде, в соответствии с теорией подобия в стационарных условиях может быть описан критериальным уравнением в виде функциональной зависимости числа Нусселъта от критериев подобия: чисел Рейнольдса, Грасгофа, Прандтля, Пекле и др.:
Nu=f(Re,Gr,Pr,Pe,...).
Число Нусселъта устанавливает взаимосвязь коэффициентов теплоотдачи а, теплопроводности X и параметра L - геометрического размера, который в наибольшей степени влияет на коэффициент а, соотношением, выведенным из теории подобия (Михеев М.А. и др., 1977),
Nu= aL/X,
Из этого соотношения определяется основная характеристика конвективного теплообмена - коэффициент теплоотдачи а.
Каждый из критериев подобия, определяющих функциональную зависимость числа Нуссельта, и само это число имеют определенный физический смысл.
Число Нуссельта характеризует соотношение между интенсивностью теплообмена за счёт конвекции и интенсивностью теплообмена за счёт теплопроводности на границе между стенкой и потоком жидкости (в условиях неподвижной среды).
Число Рейнольдса (Re) устанавливает связь скорости движения газа или жидкости в ограниченных стенками объемах или в неограниченном пространстве с силами вязкости, которые при воздействии среды на тела и поверхности могут менять режим течения с ламинарного (спокойного) на турбулентный (вихревой). Граница перехода режима определяется тем, какие силы преобладают в движении - кинетические (скорость) или вязкие, т.е. отношением силы инерции к силе вязкого трения.
Выражение для определения числа Рейнольдса имеет вид:
Re=Vm,
где V - скорость движения обтекающей тело среды, м/с; L - характерный размер тела, м; $ - коэффициент кинематической вязкости, м2/с.
Для каждого вида течения существует критическое число Рейнольдса 7?екр, определяющее начало перехода ламинарного режима течения к турбулентному. При Re<ReK? течение происходит в ламинарном режиме, а при Re>ReK? возможно возникновение турбулентности. Критическое значение числа Re зависит от конкретного вида течения (течение в круглой трубе, обтекание поверхностей тел и т.п.).
135
4-2
Например, для течения жидкости в прямой круглой трубе с очень гладкими стенками 7?екр~2300; для движения плёнки жидкости с относительно гладкой поверхностью раздела с газом при двухфазном потоке 7?екр~20.. .120.
Для газов критическое значение 7?екр достигается при значительно больших скоростях, чем у жидкостей, поскольку у газов кинематическая вязкость в 10-15 раз больше вязкости жидкости.
Число Прандтля (Рг) - один из основных критериев подобия тепловых процессов в жидкостях и газах, учитывает влияние физико-химических свойств теплоносителя на теплоотдачу и является мерой подобия температурных и скоростных полей в потоке:
Рг а А.
где $ - кинематическая вязкость, м2/с; ц - динамическая вязкость, (Нс)/м2; X - коэффициент теплопроводности, Вт/(мК); а=к!(рс^ - коэффициент температуропроводности, м2/с; ср - удельная теплоёмкость среды при постоянном давлении, Дж/(кг К).
Число Прандтля - физическая характеристика среды, зависит только от её термодинамического состояния. У газов число Прандтля с изменением температуры практически не изменяется (для двухатомных газов Рг>$,72, для трёх- и многоатомных газов - 0,75<Рг<1). У неметаллических жидкостей число Прандтля изменяется с изменением температуры тем значительнее, чем больше вязкость жидкости. Например, у воды при 0°С Рг=13,5, а при 100°С Рг=1,74.
Число Прандтля связано с другими критериями подобия - числом Пекле и числом Рейнольдса - следующим соотношением:
Ре
Pr = Re-
Число Пекле (Ре) - критерий подобия, который характеризует соотношение между конвективным и молекулярным процессами переноса тепла (примесей, количества движения, характеристик турбулентности) в потоке жидкости (соотношение конвекции и диффузии), а также является критерием подобия для процессов конвективного теплообмена.
PL cppVL
Ре = — = —;— . а Л,
Здесь И- скорость потока жидкости (газа) относительно твердой поверхности, м/с.
При малых значениях Ре преобладает молекулярная теплопроводность, а при больших - конвективный перенос теплоты.
Число Грасгофа (Gr) - критерий подобия, определяющий процесс теплообмена при свободном движении в поле гравитации и являющийся мерой соотношения архимедовой (подъёмной) силы, вызванной неравномерным распределением плотности в неоднородном поле температур, и силами межмолекулярного трения. Критерий Грасгофа описывает режим свободного движения среды (теплоносителя) с абсолютной температурой Гср вдоль твердой поверхности теплообмена с абсолютной температурой ТСТ следующим способом
gp£3
Gr =—g— (Т„-Тс?),
где g=9.81 м/с2 - ускорение свободного падения; L - характерный линейный размер поверхности теплообмена, м; 9 - коэффициент кинематической вязкости, м2/с; Р - температурный коэффициент объёмного расширения теплоносителя, для газов Р=1/7’ср, К
136
4-2
В условиях свободной конвекции вдоль вертикальных пластин и труб можно в зависимости от коэффициентов С и п рассматривать следующие формулы и границы применимости критериев Nu, Gr и Рг (Кутателадзе С.С. и др., 1959):
Nu=C(Pr-Gr)n,
С=0,45,
С=1,18,
С=0,54,
С=0,135,
/7=0;
/7=0,125;
/7=0,25;
/7=1/3.
где при:
a)	PrGr<10~3
б)	103< PrGr<500
в)	500<Pr-Gr<107
г)2-107</>6г
При этом значения критериев вычисляются при средней температуре Т^Т^+Т^/2.
В работе (Михеев М.А. и др., 1977) критериальная зависимость числа Нуссельта аналогична вышеприведенной:
/ рг 40,25
Aw=0,76(PrGr)0’25 (—— J при 103<PrGr<109 - ламинарный режим; j ГСт
/ рг 4 0,25
M/=0,15(PrGr)0,33 ( —— )	при PrGr>10 - турбулентнный режим,
у Гст
Для ориентированной вверх горячей поверхности в холодной среде или для ориентированной вниз холодной поверхности в горячей среде:
Nu=0,54(PrGr)°'25, если 104<PrGr<107;
Nu=0,\5(PrGr)Q^\ если Ю^Рг С/^Ю11.
Для ориентированной вниз горячей поверхности в холодной среде или для ориентированной вверх холодной поверхности в горячей среде:
>=0,27(РгСг)°’25, если 105<PrGr<1010.
Более сложные и трудоемкие задачи при проектировании СОТР КА приходится решать при определении технических параметров СОТР и температурного состояния конструкции КА.
Разумеется, эти решения получаются в совокупности с решением задач внутреннего теплообмена СОТР КА.
137
4-3
ЕНосновные соотношения для решения ЗАДАЧ ВНУТРЕННЕГО ТЕПЛООБМЕНА В АГРЕГАТАХ СОТР КА
При проектировании СОТР КА для решения задач внутреннего теплообмена используются практически все соотношения, описывающие процессы теплообмена, реализуемые во всех агрегатах СОТР и конструкции КА: теплопередачу, конвективный теплообмен, излучение, теплообмен в результате фазового перехода в веществах.
Этими агрегатами СОТР и КА являются: конструкция КА из различных материалов, магистрали газовых и жидкостных контуров передачи тепла от агрегата к агрегату, источники тепловыделения, радиационные теплообменники и излучающие тепло поверхности, тепловые трубы.
Выше были расмотрены основные законы и соотношения для определения характеристик всех механизмов теплообмена, определяющих технические параметры и температурное состояние КА.
Здесь излагаются дополнительные сведения по определению теплообмена между теплоносителем и стенками каналов, по которым он движется, и приводится пример математического моделирования теплового режима одного из космических аппаратов и определения параметров его СОТР.
В заключение же этой главы будет приведена математическая модель, описывающая процессы, проходящие в тепловых трубах, для определения их характеристик.
Соотношения для определения теплообмена при движении теплоносителя в трубах
Расчет значений критерия Нуссельта при вынужденном движении среды в прямых участках труб и каналов при различных режимах течения можно выполнять по формулам:
а)	для ламинарного режима движения теплоносителя (7?е<2320)
41 Рг
Nu=^ 157?e0’33Pr°’43Gr0’1 V ^7 А ь
где РгС1 - критерий Прандтля для теплоносителя при температуре стенки; - коэффициент из таблицы 4.1;
Таблица 4.1. Зависимость коэффициента А, от длины / трубы (канала) при Re< 10000
//d жи	1	2	5	10	15	20	30	40	более 50
А ।	1,9	1,7	1,44	1,26	1,18	1,13	1,05	1,02	1
б)	для переходного режима движения теплоносителя (2320<7?е< 10000) в прямых трубах и каналах
41 Рг
Nu=A2P^^TAh
где А2 - коэффициент из таблицы 4.2 для I > 50б/экв;
138
4-3
Таблица 4.2. Зависимость коэффициента А-> от числа Рейнольдса
&-103	2,3	2,4	2,5	3,0	4,0	5,0	6,0	8,0	10,0
Ai	з,з	3,8	4,4	6,0	10,3	15,5	19,5	27,0	33,0
в)	для турбулентного режима движения теплоносителя (Re >10000)
41 Рг
«,021 Wr0’43^
Определяющим параметром при определении численных значений критериев подобия здесь служит эквивалентный диаметр, вычисляемый по формуле
где S- площадь сечения трубы (канала), м2; П - смоченный периметр, м.
Значения коэффициента Л i при числах Re >10000 приведены в таблице 4.3.
Таблица 4.3. Зависимость коэффициента Ai от чисел Re >10000 и длины труб (каналов)
Яе-103	А1 при /Л7ЖВ				
	10	20	30	40	50
10	1,23	1,13	1,07	1,03	1
20	1,18	1,10	1,05	1,02	1
50	1,13	1,08	1,04	1,02	1
100	1,10	1,06	1,03	1,02	1
1000	1,05	1,03	1,02	1,01	1
139
4-4
ШПРИМЕР МОДЕЛИРОВАНИЯ ТЕПЛОВОГО
РЕЖИМА КА С РАЗМЕЩЕНИЕМ ПРИБОРНОГО ОБОРУДОВАНИЯ В ГЕРМЕТИЧНОМ КОНТЕЙНЕРЕ С ГАЗОМ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ЕГО СОТР
Моделирование состоит из этапов формирования тепловой модели КА и исследования данной модели (решения). Математическая модель теплового режима КА представляет собой математическое описание процесса распространения тепла через отдельные элементы КА и теплообмена этих элементов между собой и с окружающим пространством.
Иллюстрируемая методология касается моделирования с использованием автоматизированного проектирования.
Для расчетов теплового режима КА создается несколько математических моделей, сопряженных между собой граничными условиями. Это позволяет вести тепловые расчеты отдельных частей аппарата независимо друг от друга. Упрощенные модели с минимальным количеством расчетных элементов и тепловых связей между ними используются на этапе проектирования, при определении конструкции КА и выборе средств СОТР. Такие модели позволяют просчитать большое количество вариантов и выбрать оптимальные средства обеспечения теплового режима. На этом этапе целесообразно делить аппарат на расчетные элементы по функциональному признаку, например выделив оболочку, газ отсека, группу однородных по тепловыделению приборов и т.д. Тепловое состояние каждого элемента модели характеризуется некоторой средней температурой, относительно которой может быть записан его тепловой баланс. При этом должны быть известны пределы возможных отклонений местных температур от используемого в приближенном расчете среднего их значения, определяемых из анализа тепловых связей или из аналогичных расчетов. Если отклонения велики и могут привести к неоправданным погрешностям, то целесообразно несколько детализировать математическую модель, увеличив количество расчетных элементов. Разные задачи, поставленные перед тепловыми расчетами, требуют математических моделей теплового режима разной степени детализации: от наиболее простых - на этапе проектирования, до максимально детализированных - на этапе испытаний и эксплуатации КА.
Расчетные схемы
Первым этапом теплового расчета является составление расчетной схемы. Схема для расчета теплового режима представляет собой схематическое изображение узлов КА, включая элементы СОТР, с указанием всех существенных тепловых связей, а также внешних и внутренних тепловых воздействий. При составлении расчетной схемы теплового режима выделяются узловые точки, характеризующие температуру, формируются допущения в части возможного упрощения изображаемых процессов.
В соответствии с принятой методикой расчета теплового режима и построением программно-алгоритмического обеспечения (ПАО) теплового режима КА расчетная схема включает в себя три схемы, описываемые ниже.
Геометрическая модель представляет собой аппроксимацию наружной поверхности КА совокупностью поверхностей простой формы. Она необходима для определения внешних тепловых воздействий на элементы конструкции и оборудования КА и расчета внешнего лучистого теплообмена наружных поверхностей КА.
140
4-4
Схема деления КА на изотермические узлы содержит схематическое изображение рассчитываемого объекта, разделенного на расчетные элементы с указанием их нумерации, и показывает основные термические связи между изотермическими узлами.
Схема тракта циркуляции теплоносителя содержит данные по количеству, типу и нумерации участков тракта циркуляции теплоносителя, и показывает, с какими изотермическими узлами взаимодействует теплоноситель на конкретном участке тракта циркуляции.
Общие положения. Уравнения теплового баланса
На тепловой режим объекта оказывают влияние внутренние тепловыделения аппаратуры и тепловое взаимодействие между элементами конструкции. Настоящая методика позволяет учитывать все виды теплообмена: кондуктивный, конвективный, теплообмен излучением.
Ниже представлены принципы построения математических моделей КА, их аппаратуры, элементов конструкции и оборудования.
Для расчета температур составляется математическая модель, в основу которой положена система дифференциальных уравнений. Уравнения получают из закона сохранения энергии при некоторых упрощающих условиях. Для расчета температур элементов конструкции, оборудования и теплоносителя рассчитываемый объект условно разбивается на конечное число изотермических узлов с сосредоточенной эффективной теплоемкостью и конечное число участков тракта циркуляции теплоносителя. Для каждого изотермического узла составляется уравнение теплового баланса:
(с-ш)..	= 0, + 22, + 23,. + 24,. + 25, + 26, + 27,,	(4.1)
ат
где / = 1,2,3,...,/?;
п, - количество изотермических элементов;
(ст), - теплоемкость изотермического элемента, Дж/К;
Т; - температура изотермического элемента, К;
т - текущее время, с;
Q\,~ внутренние тепловыделения в z-м изотермическом элементе, Вт;
Q2, - тепловой поток между /-м изотермическим узлом и термостатируемыми элементами конструкции аппарата, Вт;
03, - тепловой поток, определяющий теплообмен z-го изотермического узла с другими изотермическими узлами, Вт;
04, - тепловой поток, определяющий теплообмен /-го изотермического узла с окружающим пространством, Вт;
Q5, - мощность, рассеиваемая в /-м изотермическом элементе управляемым электронагревателем, Вт;
Q6, - тепловой поток, поглощаемый или выделяемый в /-м изотермическом элементе при фазовом переходе, Вт;
Q7, - тепловой поток, вызванный теплообменом /-го изотермического элемента с теплоносителем, Вт.
Решение системы дифференциальных уравнений (4.1) дает изменение по времени температур расчетных узлов и температур теплоносителя на участках тракта циркуляции. Для решения системы дифференциальных уравнений теплового баланса используется метод Рунге - Кутта. При этом на каждом шаге интегрирования для определения температур теплоносителя решается система линейных алгебраических уравнений. Решение системы осуществляется методом исключения.
141
4-4
При необходимости определения температурного поля в установившемся режиме используется следующая система уравнений:
QI, + Q2, + Q3, + Q4, + Q5. + Q6i + Q7, = 0	(4.2)
Для решения системы нелинейных алгебраических уравнений (4.2) в программе используется метод Ньютона.
Ниже подробно рассмотрены составляющие теплового баланса.
Внутренние тепловыделения е изотермических узлах
Внутреннее тепловыделение в z-м узле QI, определяется программой работы приборов и оборудования и, как правило, представляет собой ступенчато меняющуюся по времени величину.
В общем случае для каждого изотермического узла могут иметь место различные циклограммы изменения по времени внутренних тепловыделений, что и реализуется ПАО, при этом для каждого узла количество участков циклограммы с различными значениями тепловыделений может быть различным.
Теплообмен с термостатируемыми элементами КА
В общем случае рассчитываемые изотермические узлы могут быть связаны в тепловом отношении с термостатируемыми элементами конструкции аппарата, температура которых либо постоянна, либо меняется по заданному закону. Температуры Тщ могут быть заданы из анализа тепловых связей, взяты на основании результатов аналогичных расчетов, данных, полученных при испытаниях или эксплуатации аппаратов-аналогов. Использование понятия «термостатируемые элементы конструкции аппарата» позволяет вести тепловые расчеты отдельных частей аппарата независимо друг от друга. При этом тепловой поток Q2j между расчетным z-м узлом и термостатируемыми элементамиу-ми конструкции аппарата определяется выражением
Q^j =	т\р^+<у(епр‘Л)/-и/ (Гну—Ti	(4.3)
7=1 L
где т - количество термостатируемых элементов конструкции аппарата, температуры которых TWj различны, и с которыми имеет тепловую связь z-й узел;
TWl - температурау-го термостатируемого элемента конструкции КА;
Pj.Wl - проводимость кондуктивной связи между z-м изотермическим узлом и у-м термостатируемым элементом конструкции КА;
(£1|р-Г)иг/ ~ произведение приведенной степени черноты на площадь поверхности z-ro узла, участвующего в теплообмене су-м термостатируемым элементом конструкции аппарата;
о - постоянная Стефана - Больцмана.
Теплообмен между изотермическими узлами
Тепловой поток Q3h определяющий теплообмен z-ro изотермического узла с остальными узлами, определяется с учетом лучистой и кондуктивной составляющих по следующей формуле:
£3, =S [(Г* -	+ о (ТТ4-7:4)],	(4.4)
k=\ L
142
4-4
где и - общее количество изотермических узлов, с которыми в тепловом отношении связан z-й узел;
Тк- температура /<-го изотермического узла;
Phk - проводимость кондуктивной связи между z-м и к-м изотермическими узлами;
(8,Ф-Т7)/-») - произведение приведенной степени черноты на площадь поверхности /-го узла, участвующей в теплообмене с к-м узлом.
Теплообмен с окружающим пространством
Тепловой поток Q4,, определяющий теплообмен z-ro узла с окружающим пространством, вычисляется как сумма тепловых потоков через теплоизоляцию, закрывающую поверхность z-ro узла, участки поверхности, не закрытые теплоизоляцией и по узлам крепления элементов наружного оборудования и конструкции, установленных на z-м изотермическом узле по следующей методике:
Q^i= бти, + £?иоб, + Qor	(4-5)
Тепловой поток через теплоизоляцию, закрывающую поверхность z-ro узла, определяется по уравнению
= F .(^и,-^)
э/ТИ, 1 ТИу р
^уд.ТИ/
где FTh - площадь поверхности теплоизоляции, закрывающей z-й изотермический узел;
Яуд.ти, - удельное термическое сопротивление ЭВТИ;
ГТИ/. - температура наружной поверхности теплоизоляции.
Удельное термическое сопротивление ЭВТИ
Яуд.ти,= 1/[^ (ГТИ/ - Т,) + В-(Т2™- Г7)-(ГТИ/ + т;)].	(4.7)
Коэффициенты А и В, учитывающие теплопроводность и передачу тепла излучением, соответственно можно определить по следующим формулам:
1
(4.6)
(4.8)
А = г
|_7?0 * (^ти,+
о
5 =	------
Гети+^-1 +ЛГ. (е-' + е-1
(4.9)
где У - количество экранов;
8i,	е2 — степени черноты наружной и внутренней поверхности экранов;
8ТИ, - степени черноты наружной и внутренней поверхности теплоизоляции соответственно;
Ro - удельное термическое сопротивление ЭВТИ, определенное при температурах Гти и 7* (77К и 293К соответственно), берется по данным отраслевого стандарта на ЭВТИ.
Температура наружной поверхности теплоизоляции определяется
Qs ТИ, + У^ОоКР.ТИ.- — бти, - 2изл ТИ, + впл ТИ, = 0,	(4. 10)
где Qs ти - тепловой поток солнечного излучения, поглощаемый поверхностью теплоизоляции;
бокр-ти,- ~ лучистый тепловой поток оту-го элемента оборудовании или конструкции, поглощаемый поверхностью теплоизоляции;
143
4-4
2ти - тепловой поток через теплоизоляцию;
бизлти - тепловой поток, излучаемый наружной поверхностью теплоизоляции;
2пл ти, - суммарный тепловой поток от планеты, поглощаемый поверхностью теплоизоляции;
т - общее количество окружающих элементов конструкции или оборудования, от которых поступает лучистый тепловой поток на участок наружной поверхности теплоизоляции.
Перечисленные тепловые потоки вычисляются по следующим формулам:
(?STH/= XsTH,- ’^ТИ/’^МТИ,- ’‘S'ch	(4. П)
2пл ТИ/ = (Фти ’£ТИ/ + Фти Х.кТИ/Х^ТИ/-;	(4.12)
боКРуТИ/ = У^ФТИ,- / 'F^j — ‘S’o'^IXsy’£ти,- +(1—ХрХ.кТИ/];	(4.13)
(?ИЗЛ ТИ,-= О'£тИ/-‘^ТИ/-’7\И/,	(4.14)
где Лти, £ти - термические характеристики наружной поверхности теплоизоляции;
FM ти, - солнечный мидель поверхности тепловой изоляции относительный;
Рти, - площадь наружной поверхности теплоизоляции;
5О _ плотность потока солнечного излучения;
(рти,- • - угловой коэффициент между /-й поверхностью теплоизоляции и /-м элементом конструкции КА;
Фти - плотность потока собственного излучения планеты;
Фти - плотность потока, отраженного от планеты солнечного излучения.
Суммарный тепловой поток через участки поверхности, не закрытые теплоизоляцией, определяются по формуле:
т
QQl ~ S (Sso,-+ ^ПЛ Oj 2(ЖР О^~ 2изл Ц.) ,	(4• 15)
где QsOj - тепловой поток солнечного излучения, поглощаемый поверхностью /-го узла, не закрытой теплоизоляцией;
2пл о-, - лучистый тепловой поток от планеты, поглощаемый поверхностью /-го узла, не закрытой теплоизоляцией;
2окр он ~ лучистый тепловой поток от /-го элемента наружного оборудования, поглощаемый поверхностью /-го узла, не закрытой теплоизоляцией;
2изл о, ~ тепловой поток, излучаемый поверхностью /-го узла, не закрытой теплоизоляцией;
т - количество участков поверхности /-го узла, не закрытых теплоизоляцией.
Тепловые потоки Qsot, Qnn о,, Qokp о,- -, бизл о, определяются по формулам (4.11), (4.12), (4.13), (4.14), с заменой индексов «ТИ,» на «О,-». Параметры, входящие в формулу, относятся к поверхностям, не закрытым теплоизоляцией.
С целью уменьшения количества изотермических узлов, элементы наружного оборудования, незначительно влияющие на тепловой режим аппарата, в качестве изотермических узлов не задаются. Тепловое воздействие от этих элементов учитывается при рассмотрении теплообмена с окружающим пространством как составляющая теплового потока QH 0Б.
Суммарный тепловой поток от элементов наружного оборудования и конструкций, установленных на рассматриваемом изотермическом узле, определяется уравнением
144
4-4
2нОБ;. “	£-/ + 6е £-/)’	(4-16)
к=\
где 2и , - кондуктивный тепловой поток по узлам крепления £-го элемента наружного оборудования;
- лучистый тепловой поток между к-м элементом наружного оборудования и /*-м изотермическим узлом;
и - общее количество элементов наружного оборудования и конструкции, установленных на /-м узле.
Тепловые потоки Q\k_i и Qu-z определяются по формулам:
Qu-, = (Tk-T;yplk-	(4.17)
2u-/ = 0x(£x^x(7’l-7’t).	(4.18)
Температура к-го элемента наружного оборудования Тк определяется из уравнений теплового баланса по рассматриваемой выше методике.
Используя уравнения (4.5),...,(4.18), для каждого изотермического узла, находящегося в теплообмене с окружающим пространством, можно получить зависимость теплового потока £М, от температуры изотермического узла и времени, т.е. зависимость типа Q4i(Ti,x). Тепловые потоки 04z(77,t), передающие теплообмен z-го узла с окружающим пространством, рассчитываются предварительно и задаются в виде многостепенного полинома:
Q4,= A4xT- + A3xT:'+A2xT/+Al^T,+A0,	(4.19)
где свободный член Л0 может зависеть от времени:
ИО = Я4хт4 + ЯЗхт3 + В2*т2 + В\хт + ВО.	(4.20)
Коэффициенты Л4,...,А0 и В4,...,В0 этих полиномов являются исходными данными программной реализации полиномной модели (в подпрограмме Q4j).
Электронагреватели, управляемые по температуре
Тепловой поток Q5, представляет собой мощность, рассеиваемую в z-м изотермическом элементе электронагревателем, управляемым по температуре. Управление электрообогревом /-го узла может осуществляться как по температуре Г, данного узла, так и по температуре Тк любого другого изотермического узла. При понижении температуры изотермического узла ниже нижнего предела происходит включение электрообогрева, при повышении выше верхнего предела регулирования происходит выключение электрообогрева.
Наличие в изотермическом узле вещества с фазовым переходом
Q6, - тепловой поток, поглощаемый или выделяемый в /-м изотермическом узле при фазовом переходе. Он позволяет учесть наличие вещества, имеющего фазовый переход (например, плавление, затвердевание).
Для определения Q6i задается масса плавящегося вещества (ПВ) /77Пв, теплоемкость жидкой фазы Сж, теплоемкость твердой фазы Ст, температура плавления Гцд, температура затвердевания Гтв, теплота плавления г. На каждом шаге интегрирования определяется количество твердой и жидкой фазы. Если ПВ полностью в жидком состоянии, то Q6j = 0. Если начался фазовый переход и имеется как твердая так и жидкая фаза, то Q6j определяется из уравнения
145
4-4
26, + &=0,	(4.21)
где - сумма всех тепловых потоков, поступающих к z-му изотермическому узлу.
При этом из (4.21) следует, что, если идет процесс плавления, то пока он не завершится, Т, = Лл; а если идет процесс затвердевания, то, пока он не закончится, Tt = Гтв.
Определение температур теплоносителя и тепловых потоков между элементами конструкции и теплоносителем
Для определения температур теплоносителя при известных температурах изотермических узлов Т, решается система п линейных уравнений теплового баланса вида (4.22), (4.24), (4.29), где п - количество участков тракта циркуляции теплоносителя. Вид уравнения теплового баланса для теплоносителя на каждом участке определяется типом данного участка тракта циркуляции теплоносителя.
Участки трактов циркуляции теплоносителя могут быть следующих типов.
1. Участки, на которых теплоноситель участвует в теплообмене с одним изотермическим узлом. Уравнение теплового баланса в этом случае имеет вид
к, -(Лк -Т.) - (cp-GT)- (Лк -Ту)=0,	(4.22)
где i - номер изотермического узла;
j - номер участка тракта циркуляции теплоносителя;
kj - коэффициент теплопередачи между теплоносителем, циркулирующим поу-му участку тракта циркуляции и /-м изотермическим узлом;
Лк - температура теплоносителя на входе ву-й участок тракта циркуляции;
Лу - температура теплоносителя на выходе изу-го участка тракта циркуляции;
Т, - температура /-го изотермического узла;
(cp-GT) - массовый расход теплоносителя на у-м участке тракта циркуляции теплоносителя.
При этом тепловой поток между z-м изотермическим узлом и теплоносителем на у-м участком тракта циркуляции теплоносителя определяется по формуле
27z = ^-(^TK-^>0.	(4.23)
2. Участки, на которых теплоноситель участвует в теплообмене с несколькими изотермическими узлами.
Уравнение теплового баланса
kj -(Лк -Лр,.) - (Cp-GT)- (Лк -Лу)=0,	(4.24)
Тепловой поток между /-м изотермическим узлом и теплоносителем нау-м участке тракта определяется по формуле
27,—а/ЛвнДЛу-Лр), где
(4.25)
- (Тпр ^ТКЦ ГтГ^пр,- J
(4.26)
ВН/
Л/ - приведенная температура теплоносителя нау-м участке тракта циркуляции;
^ПР,
(4.27)
Коэффициент теплопередачи к, в этом случае определяется по формуле
146
4-4
kj= (Cf-Gr)/-
1- exp
' Еат/-Л)н/
(4.28)
а, - коэффициент теплоотдачи от z-го узла к теплоносителю;
Гвн, - площадь поверхности z-го узла, омываемая теплоносителем;
ГПР/- приведенная температура узлов для/'-го участка тракта циркуляции;
(Ср-Ст); - массовый расход теплоносителя на у-м участке тракта циркуляции теплоносителя.
3. Участки, на которых происходит слияние потоков теплоносителя. Уравнение теплового баланса в этом случае имеет вид:
Х(ср-Ст)г7’тк- (ср(7т)/Гт =0,	(4.29)
к
где (cp Gt)a - массовые расходы теплоносителя на к-х участках трактах циркуляции (на входе ву-й участок);
(Ср С7т)/ - суммарный массовый расход теплоносителя после слияния потоков теплоносителя;
ГТк - температуры теплоносителя, поступающего на участок слияния;
ГТ; - температура теплоносителя на выходе из участка слияния потоков.
Пример теплового расчета
На участке ic=\ теплоноситель (газ, заполняющий приборный отсек) проходит по шестнадцати прямоугольным каналам радиатора-охладителя (изотермический узел z =2). На данном участке теплоноситель участвует в теплообмене с одним изотермическим узлом.
В соответствии с {Расчет..., 1984) уравнение теплового баланса имеет вид
k}(Tb-T2)-{c^G^(T(-Tx),	(4.30)
где к\ - коэффициент теплопередачи между теплоносителем, циркулирующим по участку тракта циркуляции ic=\, и изотермическим узлом i=2, т.е. коэффициент теплопередачи от газа, проходящего по газоходам к радиатору-охладителю;
ГТб- температура газа на входе в газоходы радиатора;
ГТ1 - температура газа на выходе из радиатора;
Т2 - температура радиатора-охладителя (z=2);
(ср- GT)i - массовый расход теплоносителя через радиатор.
Коэффициент теплопередачи
, а1 Лзн, .
£i = (Cp-GT)ill-e(<VGT)i I,	(4.31)
где ai - коэффициент теплоотдачи от теплоносителя к радиатору;
FBH, - площадь внутренней поверхности газоходов радиатора.
Коэффициент Ц| рассчитывается из соотношений для числа Нуссельта, соответствующих ламинарному или турбулентному режиму течения, приведенных в предыдущих разделах.
На участке ic=2 теплоноситель проходит по газоходам нижнего днища (изотермический узел i=5). На данном участке теплоноситель участвует в теплообмене с одним изотермическим узлом.
Уравнение теплового баланса для этого участка тракта циркуляции имеет вид
147
4-4
К2 (ГТ1 - Г5)- (cp-Gt)2 (Л, - ГТ2)=0,	(4.32)
где К2 ~ коэффициент теплопередачи между теплоносителем, циркулирующим по участку тракта циркуляции ic=2, и изотермическим узлом /=5;
77, - температура газа на входе в участок zc=2;
ГТ2 - температура газа на выходе из участка ic=2;
Т5 - температура нижнего днища;
(Cp-Grh - массовый расход теплоносителя на участке ic=2.
Поскольку при переходе с участка ic=2 на участок ic=2 расход газа не меняется,
(Cp‘Gr)i~ (Ср'Ст)?	(4.33)
На выходе из участка ic=2 газ направляется вентилятором на обдув аппаратуры.
Диффузор и перфорированный насадок, установленные позади вентилятора, распределяют поток газа по высоте отсека так,что -50% поступает в верхнюю половину отсека (/с=3) и -50% - в нижнюю половину (zc=4).
Исходя из этого принято
(ср-Ст)з= (cp-Gt)4=0,5 (cp-Gt)2	(4.34)
Предполагается, что на участке ic=3 теплоноситель участвует в теплообмене с одним изотермическим узлом (/=1 - аппаратура внутри ПК). Уравнение теплового баланса аналогично уравнениям (4.30) и (4.32).
К, (Л2- Г3)- (cp-GT)3 (Л2- ГТз)=0,	(4.35)
На участке /с=4 теплоноситель участвует в теплообмене с тремя изотермическими узлами: с корпусом ПК (/=2), аппаратурой (/=1) и нижним днищем (/=1).
Уравнение теплового баланса в этом случае имеет вид
Л*4 (Л3- ГПр4)- (cp-Gt)4 (ГТз- Л4)=0,	(4.36)
ai Fbhj Г] + a2 FBh2 Т2 + а5 /*вн575
Тпр =
4 oil Fbhj + а2 Fbh2 + 015 FBh5
а коэффициент теплопередачи
di /'bhj + а2 FBh2 + ос5 FBh5
K4= (cp Gt)4- 1-exp -
(4.37)
(cp’GT>
Представленные уравнения позволяют определить температуры расчетных узлов конструкции и температуру газа внутри приборного контейнера КА рассмотренного вида.
Ниже приводятся описания тепловых труб различного типа, создаваемых в НПО Лавочкина, и их математических моделей для расчета их технических характеристик.
Типы тепловых труб и их математическое моделирование
Принято считать, что первый патент на тепловую трубу получил американский инженер Гровер в 1963 году, так как он дал изобретению соответствующее название, создал и внедрил работающие образцы тепловых труб. Замкнутые испарительно-конденсационные системы и ранее применялись в технике, но поскольку ТТ (относящиеся к этому классу) оказались эффективным средством переноса тепла в невесомости, ими, в первую очередь, стали оснащать КА. На сегодняшний день ТТ представлены широким спектром конструкторских и принципиальных решений и внедрены во многих отраслях.
148
4-4
зона теплоподвода
зона теплоотвода
транспортная зона
Рисунок 4.3. Схема ТТ с гомогенным фитилем
Существуют множество типов ТТ: аксиальные/канальные, пульсационные, пародинамические, газорегулируемые, артериальные, сетчатые, осмотические, гравитационные, плоские, гибкие, контурные, гибридные, вращающиеся, диодные, антигравитационные, пульсирующие, микро-ТТ, криогенные и т.п. У всех у них есть общее - тепловая труба является замкнутой испарительно-конденсационной системой (как правило, пассивной), имеющей зону • теплоподвода, теплоотвода и транспортную зону, т.е. ТТ осуществляет передачу тепловой энергии на различные расстояния и имеет переменную тепловую проводимость.
Разработано множество вариантов классификации ТТ, и в общем случае их можно разделить на три поколения.
К первому поколению относится классическая тепловая труба с гомогенным фитилем, схема которой приведена на рисунке 4.3, на котором транспортная зона ТТ представлена как адиабатный участок.
Фитиль, устилающий стенки трубки, доставляет жидкую фазу теплоносителя из зоны конденсации (теплоотвода) в зону испарения (теплоподвода). Испаряясь, жидкость отбирает тепло от источника тепла, затем в виде пара переносится в конденсатор, где, конденсируясь, отдает тепло среде или телу с более низким температурным потенциалом. Движущими силами, обеспечивающими циркуляцию теплоносителя, являются капиллярные силы, возникающие в мелких порах фитиля. В роли фитиля могут быть задействованы сетки, спеченные порошки, вспененные материалы, канавки, выполненные в корпусе ТТ, и т.д.
На рисунке 4.4 показаны профили тепловых труб с продольными канавками, применяемые в НПОЛ. Условно данную капиллярную структуру также можно отнести к гомогенным «фитилям».
Второе поколение тепловых труб представляют ТТ с составным фитилем или артериальные ТТ (АрТТ). Для повышения теплотранспортной способности доставка жидкого теплоносителя из испарителя в конденсатор осуществляется по «выделенному» каналу (или каналам), имеющему низкое гидравлическое сопротивление. Затем, для организации теплообмена по всей площади испарителя или конденсатора используется мелкопористый (раздающий) фитиль. Существует много технических решений исполнения артерий внутри ТТ, одно из них демонстрирует рисунок 4.5.
149
Рисунок 4.4. Вид транспортных зон ТТ с нарезными канавками
НПОЛ производит и применяет АрТТ с сегментной артерией, т.е. расположенной у стенки ТТ. Типовой поперечный профиль АрТТ, а также внешний вид одной из них (с ограниченно гибкой транспортной зоной) показан на рисунке 4.6. Для того чтобы подводить и отводить тепло к цилиндрическому корпусу АрТТ диаметром 11 мм. а также устанавливать АрТТ на КА, ее оснащают теплопроводными фланцами, так называемыми «контактными основаниями».
К третьему поколению ТТ принято относить тепловые трубы с раздельными каналами для пара и жидкости. Здесь капиллярная структура сосредоточена в испарителе, а транспортные зоны и конденсатор - изнутри, на поверхностях, контактирующих с теплоносителем, и как правило, гладкостенных.
Основным, наиболее популярным, «представителем» ТТ третьего поколения является контурная (антигравитационная) тепловая труба (КнТТ). Название «антигравитационная» отражает способность развивать капиллярное давление, превышающее гидростатическое давление (в пределах ТТ) и даже перегрузки.
150
4-4
Рисунок 4.6. Схема и вид ТТ с сегментной артерией
КнТТ схематично показана на рисунке 4.7. Создание данного типа ТТ позволило существенно улучшить теплотранспортные способности пассивных замкнутых испарительно-конденсационных систем. В процессе адаптации технологии КнТТ для внедрения в СОТР КА возникли и дополнительные технологические выгоды, характеризуемые повышением точности регулирования температуры, расширением возможностей при наземной отработке, преодолением различных компоновочных ограничений СОТР.
В НПОЛ контурные тепловые трубы применяются, в первую очередь, для изготовления радиационных теплообменников: «теплопроводов радиатора». На рисунке 4.8 показан типовой теплопровод радиатора на базе регулируемой КнТТ, способный рассеивать тепловую мощность до 200 Вт. Такие радиаторы являются завершающим элементом теплопередающих трактов СОТР во многих КА НПОЛ, например
1.
2.
з.
4.
5.
6.
7.
8.
конденсатопровод
жидкость
компесационная полость
испаритель
фитиль
пар
паропровод
кондесатор
Рисунок 4.7. Схема и устройство контурной ТТ
151
4-4
1 - радиатор; 2 - испаритель; 3 - компенсационная полость; 4 - ТЭМХ;
5 - паропровод; 6 - байпасная магистраль
Рисунок 4.8. Теплопровод радиатора на базе регулируемой КнТТ
серий «Электро-Л» и «Спектр», а также в перспективных АМС «Луна-Глоб», «Луна-Ресурс» и «Экзо-Марс».
Возможности ТТ как устройств, передающих тепло, небезграничны, поэтому при проектировании СОТР принято анализировать предельную теплопередающую способность ТТ.
Предел по кипению. Возникает в результате применения высоких плотностей теплового потока в зоне испарения и характеризуется возможностью образования пузырьков пара, которые в конечном итоге способны привести к осушению фитиля. (Чи С., 1981) предложил оценивать «предел по кипению»:
_ 2 • л • ЬИ •	• Ts (2 о 1
Яь,тах ~	’
гр П.1прт
I J
где Ли - длина испарителя; Ts - температура насыщения; о - поверхностное натяжение; рп - плотность пара; г - теплота фазового перехода; Rc - минимальный радиус пор в испарителе; ИПз - радиус парового зародыша; Rtt - радиус тепловой трубы; Rn - радиус парового канала; - теплопроводность жидкости.
Радиус зародыша парового пузыря, 7?Пз, для ТТ рекомендовано представлять значением 0,254 микрометра.
Вязкостный предел наступает при низких рабочих температурах, когда преобладающими становятся силы вязкости, возникающие в паровом канале. Данный предел характеризуется соизмеримостью величин абсолютного давления насыщенного пара по отношению к напору давлений, требуемому для перемещения паровой фазы в процессе циркуляции. Вывод выражения для определения «вязкостного предела» был предложен Буссе (Дан П.Д., РейД.А., 1979):
152
4-4
_	~^п ’r ’ Рп
Ч vis,max	х-	т	’
16 • Цп * Аэфф
где Fn - площадь парового канала; 7?п - радиус парового канала; г - теплота фазового перехода; рп - плотность пара; цп - вязкость пара; Ps - давление насыщения; ЛЭфф -эффективная длина теплопереноса (сумма половин длин соответственно испарителя и конденсатора плюс длина транспортной зоны).
Предел по скорости звука соответствует достижению этой скорости в паре при его движении в паровом канале. Предел достигается преимущественно в жидкометаллических трубах при высоких скоростях пара и низкой его плотности. Оценку значения «предела по скорости звука» производят с помощью выражения
=0>477-rJpn-Ps. ,
где г - теплота испарения; рп - плотность пара; Ps- давление насыщения.
Капиллярный предел основной фактор, анализируемый при инженерном проектировании тепловых труб для АМС, поскольку достижение этого предела является наиболее вероятным в условиях применения ТТ, обеспечивающих тепловой режим научной и служебной аппаратуры КА.
В общем случае для тепловых труб, имеющих капиллярную структуру, капиллярное ограничение на способность передавать тепло можно отразить соотношением
^СМАХ =	+	+ ^ГР ’
где АРсл/(\^максимальный движущий напор развиваемый капиллярной структурой ТТ; АРП- потери напора при циркуляции паровой фазы теплоносителя; АРЖ -потери напора при циркуляции жидкой фазы теплоносителя; АРГр - гравитационный напор, возникающий в результате разности высот зон тепломассопереноса.
Для ТТ, в которых капиллярный предел является определяющим, а потери в паровом канале - несущественные, многие литературные источники предлагают следующую интерпретацию капиллярного ограничения теплопередающей способности ТТ:
Умах ~ тМАХ ‘г ~
- Н/ -
к-А~\ Г_2_ L J’L^
Р/ - —-sin ср
что справедливо также в предположении о неизменных свойствах жидкости и однородности фитиля.
Здесь дмлх - передаваемый тепловой поток (предельный, по капиллярному ограничению); т - массовый расход теплоносителя; г - теплота испарения; о - поверхностное натяжение; ц - вязкость; р - плотность; к и А - проницаемость и площадь сечения фитиля; L - длина переноса; g - ускорение свободного падения; ср - угол наклона ТТ; Rc - эффективный капиллярный радиус фитиля.
Из данного выражения можно видеть, в какой части на предельные возможности передавать тепловой поток влияет теплоноситель, а в какой -геометрические параметры трубы и фитиля, что позволяет целенаправленно оптимизировать или адаптировать конструкцию ТТ под конкретную задачу с помощью комплекса, определяемого соотношением
м=-Р^.
И/
153
4-4
Комплекс М зависит только от свойств теплоносителя и известен как критерий качества рабочей жидкости.
Что касается термического сопротивления ТТ (Rtt), то его величина существенным образом зависит от конструкции теплоотводящего и теплоподводящего фланцев теплопровода, созданного на базе ТТ В инженерных расчетах задача по определению Rrr сводится к решению двух и трехмерных задач теплопроводности (рисунок 4.9). Причем при решении такого рода задач требуется задавать коэффициенты теплопередачи в фитилях, т.е. в капиллярной структуре. Например, для спеченных пророшков рекомендуется применять следующее простое соотношение (Чи С., 1981). позволяющее определять эффективную теплопроводность
к ^•[(2^+^)-2-(1-£)-(^-^)]
[2Л;+^ + (1-£)-(Л,-^)]	’
а для прямоугольных канавок
к _(wf-kl-kw-6) + w-kl-(Q,\^5-wf-kw + 8-kl'j
с//	(w+ иу)-(о,185-wf-kw + 8-Л;)
Здесь keff - эффектиная теплопроводность; kt - теплопроводность жидкости; кн -теплопроводность материала фитиля; wz- толщина ребра канавки; w - ширина канавки; 8 - глубина канавки-.
Для составных канавчатых и ряда других типов фитилей, применяемых в современных типах ТТ, определение коэффициентов теплопередачи (при испарении и конденсации) представляет собой отдельную непростую задачу, как правило, учитывающую уникальные особенности конкретной рассматриваемой капиллярной структуры. Во многих случаях предпочитают сочетать теоретические и экспериментальные методы.
В заключение следует отметить, что в НПОЛ освоено производство всех перечисленных выше видов (поколений) ТТ, которые внедрены в различные СОТР собственных КА. Более того, контурные тепловые трубы получили дорогу в космос благодаря усилиям НПОЛ.
Так, впервые в НПОЛ КнТТ была отправлена в космос в составе КА «Гранат» в 1989 году.
В качестве иллюстрации к выполненным выше описаниям ТТ на рисунке 4.9 показаны характеристики алюминиевых профилей, применяемых для изготовления аксиальных ТТ в НПОЛ. Рисунки 4.9—4.12 демонстрируют удельные теплопередающие характеристики артериальных и аксиальных ТТ, изготовленных на базе экструдированных профилей, имеющих типоразмеры, применяемые в НПОЛ. Эти характеристики представлены на диаграммах в виде предельной передаваемой нагрузки, для одного метра длины ТТ (Втхм). Подобная унификация характеристик ТТ является условной, и ее не принято применять для контурных тепловых труб.
Рисунок 4.12 иллюстрирует фрагменты элементов конструкции современных СОТР на базе ТТ, КнТТ и тепловых сотопанелей, видоизменяющих формы на этапах проектирования.
154
4-4
АКСИАЛЬНЫЕ ТЕПЛОВЫЕ ТРУБЫ
№ профиля	ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ							
	А, мм	D, мм	В мм	Н, мм	Н1,мм	Т,мм	Т1,мм	масса, кг
АТТ 6.2 (б)	20	6,0	-	6,2		0,8		80
ATT8(8i	26	8,0		80		10	•	130
АП 10 (10)	30	10	-	10		1,0		264
АТТ19.2 i10t	30	10	30	19,2		0,75	1,2	329
АТТ 12,5 (12,5)	30	12,5	-	12,5		1,0		334
АП14(13)	30	13		14		1,25	•	417
АП 14,5	-	14,5	-	-	-			212
АТТ 14 7 (15)	30	14,7	10	15	-	0,6	1,3	246
АП 15 (15)	12	15	9	15	15	0,8	0,5	205
А’’17 (16,8)	30	16,8	-	17	*	0,6<	1,26	439
-ТТ 20 (19,5)	30	19,5	-	20		0,8	1,25	544
профиль № АП 10 (10), АТТ 12,5 (12,5), АТТ 14(13), АТТ 17 (16,8), АП 20 (19,5)
профиль № АП 14,7 (15)
профиль № АТТ 6,2 (6), АП 8 (8)
профиль № АТТ 15 (15)
профиль № АТТ 19,2 (10)
Рисунок 4.9. Геометрические характеристики профилей аксиальных тепловых труб НПОЛ
профиль № АТТ 14,5
155
4-4
I
ATT С ТЕПЛОНОСИТЕЛЕМ АММИАК
Рисунок 4.10. Расчетный максимальный тепловой поток передаваемый аксиальными тепловыми трубами производства НПОЛ на расстояние I м, при использовании различных профилей в зависимости от температуры
ПЕРЕДАВАЕМАЯ МОЩНОСТЬ ДЛЯ РАЗНЫХ ТЕПЛОНОСИТЕЛЕЙ АрТТ
температура, °C
Рисунок 4.11. Расчетный максимальный тепловой поток передаваемый артериальными ТТ НПОЛ на расстояние I м, при использовании различных теплоносителей
156
4-4
Рисунок 4.12. Фрагменты тепловых проектов элементов КА с ТТ
157
ГЛАВА 5
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ АВТОМАТИЧЕСКИЕ МЕЖПЛАНЕТНЫЕ СТАНЦИИ И СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ИХ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА
ВПХРОНОЛОГИЯ ЗАПУСКОВ
АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ, ИХ ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
И ДОСТИГНУТЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ
5.1.1. О запусках автоматических межпланетных станций для исследования Луны
Мысли и мечты калужского школьного учителя Константина Эдуардовича Циолковского, вынесенные в качестве эпиграфа к настоящей книге, стали воплощаться в жизнь, как он и предсказывал, с начала второй половины XX века. Именно к этом\ времени человечество вооружило себя достаточным объемом теоретического знания в области механики, математики, физики, химии, астрономии и космонавтики, достигло необходимого уровня развития техники, чтобы осуществить свое неугасимое стремление понять что же, всё-таки, происходит на тех, так хорошо видимых, небесных объектах, с древних времен привлекавших к себе пристальное внимание людей.
Ученые мира понимали, что приобретенные астрономические знания о строении Солнечной системы и Вселенной нужно, а теперь уже и можно, подтвердить и уточнить только путем близкого зондирования пространства, окружающего исследуемые небесные тела, и в результате контактных методов изучения физики этих тел.
Первыми целями исследований, естественно, были назначены ближайшие соседи колыбели человечества Земли: спутница-Луна, Венера, скрывающая под сплошной облачностью свои тайны, пустынный Марс и расположенный у самой «печи» Солнечной системы - Меркурий, облик которых представлен на рисунке 5.1.
Рисунок 5.1. Сравнительные размеры Меркурия, Венеры, Земли и Марса (слева направо)
158
5-1
Первым объектом Солнечной системы, подвергшимся дистанционным и контактным исследованиям с помощью автоматических межпланетных станций (АМС), стала Луна. Это, в первую очередь, объясняется её близким соседством с Землей.
Луна является естественным спутником Земли и обладает такими характеристиками (Большаков В.Д., Маров М.Я. и др., 1992):
-	это твердое небесное тело массой 7,3477* 1022 кг (средняя плотность - 3,346 г/см3), экваториальный радиус - 1738,14, полярный - 1735,97 км (слабая приплюснутость). Ускорение свободного падения на поверхности - 1,63 м/с2, первая космическая скорость - 1,68, вторая - 2,38 км/с;
-	орбитальное вращение вокруг Земли: скорость - 1,023 км/с, орбита эллиптическая - апогей 405696, перигей 363104 км, большая полуось - 384400 км, сидерический (звездный) период вращения - 27 сут. 7 ч 43,1 мин, синодический (период смены лунных фаз) 29 сут. 12 ч 44 мин;
-	фактическое отсутствие атмосферы (остатки Н2, Не, Ne и Аг);
-	альбедо - 0,12, средняя ночная температура на поверхности около минус 170°С, дневная достигает +130°С.
Первым примером реализации мечты человека отправить в межпланетное путешествие КА явился полет советской АМС «Луна-1» к естественному спутнику Земли, обе стороны которой иллюстрируются рисунком 5.2.
Ввиду грандиозности решаемой задачи остановимся на некоторых политических и технических вопросах организации этой эпопеи.
Идея полета к Луне с середины 20-х годов XX века завладела умами двух ученых-практиков: М.К. Тихонравова (1900-1974) в СССР и Р.Х. Годдарда (1882-1945) в США. Они математически обосновали возможность запуска к Луне многоступенчатой ракеты, работающей на обычных химических топливах. В практическую плоскость эту проблему перевел Главный конструктор ОКБ-1 С.П. Королев. Еще 30 августа 1955 г. до первого полета межконтинентальной баллистической ракеты (МБР)
а	б
эисунок 5.2 Видимая (а) и невидимая (б) с Земли стороны Луны
159
5-1
Р-7 на совещании в ВПК он представил данные аппарата для полета к Луне, предлагая два варианта третьей ступени МБР с компонентами топлива «кислород-керосин» и «моноокись фтора-этиламины». В первом случае к Луне можно было запустить аппарат массой до 400 кг, во втором - 800-1000 кг.
Следующее постановление Правительства СССР о пусках станций к Луне, начиная с сентября того же года, вышло 2 сентября 1958 г. Выходу постановления способствовали усилия американцев по завоеванию приоритета в освоении космического пространства. Потерпев неудачу с запуском первого ИСЗ, они обратили свои взоры к Луне, срочно разработав КА Pioneer для исследования лунного и межпланетного пространства. Их предполагалось пускать с помощью носителей Thor-Able и Juno 2. Уже 17 августа 1958 г. был осуществлен первый запуск КА Pioneer, однако взрыв ракеты на 77-й секунде полета прервал путь к Луне. Последующие попытки запусков КА к Луне 11.10, 8.12 и 6.12 1958 г. (Pioneer 1, 2 и 3) также были неудачными.
С.П. Королев говорил о задаче полета на Луну, выступая в апреле 1956 г. на Всесоюзной конференции по ракетным исследованиям верхних слоев атмосферы, проходившей в АН СССР. Эта «не такая уж далекая перспектива», по его словам, явилась причиной создания им в ОКБ-1 отдела №9 по КА, начальником которого стал М.К. Тихонравов.
Проектантами отдела было сконструировано несколько вариантов лунных аппаратов. Модернизация Р-7 путем установки на ней третьей ступени (блока «Е») на кислородно-керосиновом топливе-ставила проблему полета беспилотных КА к Луне на реальную основу.
Были неудачи и у нас. При первом пуске 3-ступенчатой Р-7 (8К72) на 87-й секунде полета из-за колебаний конструкции резонансного характера с частотой 10 Гц в направлении тяги двигателей разрушились связи центрального блока с боковыми. Решить проблему пытались, снизив тягу в соответствующей точке траектории - снова неудача 12 октября, теперь уже на 104-й секунде, но по той же причине. Налицо была динамическая несовместимость двигателей и конструкции PH.
Сотрудник НИИ-1 М.С. Натансон предложил способ устранения колебаний установкой демпферов в трубопроводах окислителя. Пуск 4.12.1958 - авария на 245-й секунде полета из-за дефекта мультипликатора насоса перекиси водорода второй ступени.
На рисунке 5.3 представлены общий вид АМС «Луна-1» и схемы конструкции её в полете и на месте установки под головным обтекателем PH. Аппарат представлял собой сферический герметичный контейнер (длина - 5,2 м, диаметр - 2,4 м, масса-390,2 кг), заполненный газом при давлении 0,13 МПа. Температура газа около 20°С обеспечивалась, специальной обработкой наружной поверхности контейнера, придающей ей определенные оптические характеристики As и 8, и установкой в контейнере вентилятора для принудительной циркуляции газа. Таким образом, циркулирующий газ отбирал тепло от приборов внутри контейнера и отдавал его оболочке - своеобразному радиатору-теплообменнику (РТО) (Минчин С.Н., Улубеков А.Т., 1972).
Наконец, 2 января 1959 г. был осуществлен пуск PH «Восток-Л» с двигателем РД0105 в составе третьей её ступени, которая вывела АМС «Луна-1» со второй космической скоростью на траекторию сближения с Луной. АМС прошла на расстоянии 6000 км от поверхности Луны, вышла на гелиоцентрическую орбиту и стала первым
160
5-1
1-АМС;
2 подвижная рама;
3 - замок толкателя;
4-испаритель эксперимента «натриевая комета»;
5 рама неподвижная;
6-радиопередатчик на частотах 19,995 и 19,997 МГц;
7 магнитометр для измерения магнитного поля Земли и обнаружения магнитного поля Луны;
8 - антенна радиопередатчика (183,6 МГц) - 4 шт.;
9-датчик соударений для изучения метеорных частиц;
10 корпус;
11 - протонная ловушка для обнаружения газовой компоненты межпланетного вещества;
12 вентилятор;
13 ленточная антенна радиопередатчика (19,993 МГц) - 2 шт.;
14 - приборная рама.
Рисунок 5.3. Автоматическая межпланетная станция «Луна-1»
искусственным спутником Солнца (ИСС). Носитель и вся бортовая аппаратура АМС отработали корректно, итогом чего явилось достижение в ходе полета станции ряда выдающихся научных результатов:
-	магнитометром впервые зарегистрирован внешний радиационный пояс Земли:
-	с помощью ионных ловушек и счетчиков частиц осуществлены прямые измерения параметров солнечного ветра;
-	установлено отсутствие у Луны значительного магнитного поля;
-	АМС пометила свою траекторию, выпустив на расстоянии 119500 км от Земли облако паров натрия, наблюдаемое с Земли как слабая звезда 6-й величины.
Полет АМС «Луна-1» считается частично успешным, т.к. она всё-таки не достигла поверхности естественного спутника Земли.
Немаловажную роль в успехе полета этой АМС сыграла и система обеспечения её теплового режима (СОТР).
Далее отойдем от описания подробностей этапов запуска АМС серии «Луна», отметим только хронологию запуска лунных АМС и некоторые решенные ими в этих полетах задачи, представляемые в таблице 5.1 (Космический полет..., 2010).
161
5-1
Таблица 5.1. Хронология запусков отечественных АМС для исследования Луны
№ п/п	индекс АМС	дата запуска	1 результаты экспедиции
1	«Луна-1»	02.01.1959	пролет на расст. 5000 км, выход на орбиту ИСС
2	«Луна-2»	12.09.1959	достигнута поверхность Луны, доставлены вымпелы СССР
3	«Луна-3»	04.10.1959	облет Луны, передача фотоснимков её обратной стороны, АМС - спутник и Земли и Луны
4	«Луна-4»	02.04.1963	пролет на расст. 8500 км, выход на орбиту ИСС
5	«Луна-5»	09.05.1965	достигнута поверхность Луны
6	«Луна-6»	08.06.1965	пролет на расст. 160000 км, выход на орбиту ИСС
7	«Зонд-З»	18.07.1965	пролет Луны, выход на орбиту ИСС, передача фотоснимков в дополнение к снимкам АМС «Луна-3»
8	«Луна-7»	04.10.1965	достигнута поверхность Луны
9	«Луна-8»	03.12.1965	достигнута поверхность Луны
10	«Луна-9»	31.01.1966	мягкая посадка, передача телевизионной панорамы поверхности Луны, данных по радиации
11	«Луна-10»	31.03.1966	ИСЛ, передача информации с орбиты
12	«Луна-11»	24.08.1966	попытка мягкой посадки на Луну
13	«Луна-12»	22.10.1966	передача телевизионного изображения поверхности Луны
14	«Луна-13»	21.12.1966	мягкая посадка, телевизионная передача панорамного изображения поверхности Луны, данных по радиации, изучение глубинного грунта
15	«Зонд-4»	02.03.1968	испытательный полет, выход на ИСС
16	«Луна-14»	07.04.1968	ИСЛ на орбите 160^870 км, период - 160 мин
17	«Зонд-5»	15.09.1968	испыт. пилот. КА с черепахами, облет Луны в 1950 км, приводнение в Индийском океане через 6 дней полета
162
5-1
№ п/п	индекс АМС	дата запуска	результаты экспедиции
18	«Зонд-6»	10.11.1968	испыт. КА для пилот, полета на Луну, облет её, рикошетируемый спуск на Землю, падение с высоты 5 км, отмена пилот, полетов на Луну
19	«Луна-15»	13.07.1969	попытка доставки грунта Луны, достигнута её поверхность
20	«Зонд-7»	08.08.1969	испыт. пилот. КА с осущ. управляемого спуска на Землю, посадка 14.08.1969 в Казахстане под гор. Кустанай
21	«Луна-16»	12.09.1970	доставка на Землю 100 г лунного грунта, забранного с глубины 35 см
22	«Зонд-8»	20.10.1970	испыт. пилот. КА, облет Луны, фотографиров. обратной стороны Луны с большого расстояния, приводнение в Индийском океане
23	«Луна-17»	10.11.1970	доставка подвижной лаборатории «Луноход-1» на поверхность Луны, прокат его в течение 10 месяцев на расстояние 10,5 км
24	«Луна-18»	02.09.1971	выведена на орбиту спутника Луны, при попытке совершить мягкую посадку упала на лунную поверхность
25	«Луна-19»	28.09.1971	И С Л, элл и пт. орбита 135x127 км, пер. 131 мин
26	«Луна-20»	14.02.1972	доставлено 50 г грунта горной породы
27	«Луна-21»	08.01.1973	доставка подвижной лаборатории «Луноход-2» на поверхность Луны, прокат его в течение 4-х месяцев составил 37 км
28	«Луна-22»	29.05.1974	6-й ИСЛ, изуч. гравит. поля Луны, телесъемка лунной поверхности, проведение широкой программы маневров
29	«Луна-23»	28.10.1974	попытка доставки лунного грунта, падение с высоты, повреждение грунтозаборного устройства
30	«Луна-24»	09.08.1976	доставлено 150 г лунного грунта с глубины 2,5 м
К Луне направлялись также КА, с помощью которых отрабатывались техника полета и маневры с целью подготовки пилотируемого модуля для посадки на поверхность Луны, возвращения к Земле и посадки на её поверхность. К этим КА относятся АМС серии «Зонд», запускавшихся в СССР с 1964 по 1970 годы.
Серия состояла из двух обособленных категорий:
-	АМС для исследования Венеры и Марса с пролетных траекторий («Зонд-1 и -2»), а также Луны («Зонд-З»);
-	космические корабли, конструктивно базировавшиеся на основе пилотируемого корабля «Союз» без бытового отсека, предназначенные для планируемых пилотируемых облетов Луны («Зонд-4»...«Зонд-8»).
Цель запусков АМС этой серии заключалась в изучении космического пространства (КП), отработке техники дальних космических полетов с возвращением на Землю, а также в проведении разносторонних исследований Луны и окружающего её космического пространства.
163
5-1
На рисунке 5.4а представлены конфигурации АМС первой категории «Зонд-1,-2 и -3», на рисунке 5.46 - группа АМС «Зонд-4»...«Зонд-8».
а - АМС первой категории; б - АМС второй категории. Рисунок 5.4. КА серии «Зонд»
Первая АМС «Зонд-1» была запущена 2 апреля 1964 года в целях отработки космической системы (ракета-носитель и АМС) для дальних межпланетных полетов. В процессе полета станции проведено две коррекции ее траектории на расстоянии 560 тыс. и 14 млн км от Земли. В результате полета АМС «Зонд-1» получен большой объем научной информации о КП и данных о работе ее бортовых систем.
Запуск АМС «Зонд-2» (ноябрь 1964 г.) был в направлении планеты Марс. Основная цель запуска - отработка бортовых систем станции в реальных условиях длительного космического полета. При полете впервые были испытаны шесть плазменных двигателей, которые в течение продолжительного времени обеспечивали необходимую ориентацию станции относительно Солнца.
В программе лунных исследований важное место занял полет автоматической станции «Зонд-З», запуск которой в сторону Луны был осуществлен в июле 1965 года с целью отработки бортовых систем станции в условиях длительного космического полета и проведения разнообразных исследований в межпланетном КП. Была сфотографирована та часть невидимой с Земли стороны Луны, которая осталась неохваченной при съемке, произведенной ранее с помощью АМС «Луна-3».
К концу 60-х годов на повестку дня был поставлен вопрос о создании КА, способных осуществить доставку информации из межпланетного КП непосредственно на Землю.
Возвращение этих КА происходит со второй космической скоростью, составляющей более 11 км/с. Для решения этой задачи и были созданы конструктивно новые АМС, продолжившие серию «Зонд». Они состояли из двух отсеков: приборного и спускаемого аппарата (СА). Приборный отсек с его системами и аппаратурой предназначался для обеспечения полета АМС по межпланетной трассе, а СА с комплектующей его аппаратурой - для проведения разнообразных научно-технических исследований в процессе спуска в атмосфере Земли.
164
5-1
Первая АМС «Зонд-4» была запущена в марте 1968 года. Основной целью ее полета было изучение дальних областей околоземного КП, проведение отработки новых бортовых систем и агрегатов станции.
Вторая АМС «Зонд-5» стартовала с Земли 15 сентября 1968 года. Целью полета станции являлся облет Луны, проведение научных исследований на трассе «Земля-Луна-Земля» и возвращение со второй космической скоростью на Землю. Облет Луны состоялся на расстоянии 1950 км, а при подлете к Земле с расстояния 90 000 км АМС произвела ее фотографирование. 21.09.1968 спускаемый аппарат «Зонда-5» вошел в атмосферу Земли и приводнился в Индийском океане.
10 ноября 1968 года была запущена в сторону Луны АМС «Зонд-6». Станция облетела Луну, при возвращении на Землю осуществила управляемый спуск, но разбилась, упав с высоты 5 км.
Многие научно-технические проблемы были решены автоматическими станциями «Зонд-7» и «Зонд-8», которые в 1969-1970 гг. также облетели Луну и благополучно вернулись на Землю. «Зонд-7» доставил на Землю цветные фотографии Луны и Земли, а в процессе полета «Зонда-8» отрабатывался вариант возвращения станции на Землю со стороны Северного полушария (Минчин С.Н. Улубеков А.Т., 1972).
Кроме советских АМС, для исследования Луны в этот же период времени к планете был запущен 21 автоматический аппарат США и 9 пилотируемых КА с облетом и посадкой на лунную поверхность. После долгого перерыва в 1994-1998 гг. США было запущено к Луне еще 3 КА.
На март 2016 г. с 1998 г. к Луне были отправлены ещё 11 АМС: Японией и Китаем - по 5 КА, Европейским союзом - 1. Отметим, что к этому сроку в межпланетное плавание всего отправлено 226 аппаратов, в том числе к Венере - 33 и к Марсу - 46.
Далее представляется хронология полетов (успешных и неудачных) межпланетных станций, разработанных в СССР, а затем и в России и направляемых к Венере и Марсу.
5.1.2.	О запусках отечественных автоматических межпланетных станций для исследования Венеры
Венера - вторая планета Солнечной системы. Среднее расстояние Венеры от Солнца - 108 млн км. Её орбита очень близка к круговой (перигелий - 107476259, афелий - 108942109 км). Сидерический период обращения - 224,698 дней, синодический - 583,92 дня. Орбитальная скорость - 32,02 км/с.
Расстояние от Венеры до Земли меняется в пределах от 38 до 261 млн км. По размерам она довольно близка к Земле: радиус планеты составляет 6051,8 км (95% земного), масса - 4,8675- Ю24 кг (81,5% земной), средняя плотность - 5,24 г/см3, ускорение свободного падения - 8,87 м/с2. Первая космическая скорость для Венеры - 7,328, вторая - 10,363 км/с.
Практически вся атмосфера Венеры вовлечена в один гигантский ураган: она вращается вокруг планеты со скоростью до 120-140 м/с у верхней границы облаков.
Атмосфера Венеры состоит в основном из углекислого газа (96,5%) и азота (3,5%). Содержание других газов очень мало: диоксида серы - 0,018%, аргона - 0,007%, водяного пара - 0,003%, у остальных составляющих - ещё меньше. В 2011 г. учёные, работавшие с аппаратом Venus Express, обнаружили у Венеры озоновый слой. Он располагается на высоте 100 км. Для сравнения: озоновый слой Земли располагается на высоте 15-20 км, а концентрация озона в нём на несколько порядков больше.
165
5-1
Температура у поверхности Венеры - 464°С, давление - 9,3 МПа (около 93 атм). Альбедо планеты - 0,67 (геометрическое), - 0,77 (Бонд) (Куъмин А.Д., 1981).
В таблице 5.2 представлена хроника запуска АМС для исследования Венеры и описание решенных/нерешенных ими в этих полетах задач (^Космический полет..., 2010).
Таблица 5.2. Хронология запусков отечественных АМС с целью исследования Венеры и результаты запусков
№ п/п	индекс АМС	дата запуска	результаты экспедиции
I	«Спутник-7»	04.02.1961	первый запуск к Венере, КА остался на орбите ИСЗ
2	«Венера-1»	12.02.1961	АМС прошла мимо в 100 000 от Венеры
3	«Спутник-19»	25.08.1962	неполадки при выводе на орбиту ИСЗ
4	«Спутник-20»	01.09.1962	неполадки при нахождении на орбите ИСЗ
• 5	«Спутник-21»	12.09.1962	авария при запуске PH
6	«Космос-21»	11.11.1963	при тестировании технологии полета к Венере КА остался на орбите ИСЗ
7	«Венера-1964А»	19.02.1964	отказ запуска
8	«Венера-1964В»	01.03.1964	отказ запуска
9	«Космос-27»	27.03.1964	КА остался на орбите ИСЗ
10	«Зонд-1»	02.04.1964	АМС пролетела около Венеры в 100000 км
11	«Венера-2»	12.11.1965	АМС пролетела около Венеры в 24000 км
12	«Венера-3»	16.11.1965	достигла Венеры в марте 1966
13	«Космос-96»	23.11.1965	авария на орбите ИСЗ
14	«Венера-1965А»	23.11.1965	отказ запуска
15	«Венера-4»	12.06.1967	СА раздавлен на высоте 24,96 км
16	«Космос-167»	17.06.1967	КА остался на орбите ИСЗ
17	«Венера-5»	05.01.1969	капсула на парашюте через 53 секунд спуска раздавлена атмосферой
18	«Венера-6»	10.01.1969	«копия Венеры 5» раздавлена атмосферой
19	«Венера-7»	17.08.1970	вход, спуск, посадка, нахождение на поверхности в течение 23-х минут
20	«Венера-8»	27.03.1972	вход, спуск, посадка, нахождение на поверхности в течение 50 минут, замеры
21	«Космос-482»	31.03.1972	КА остался на орбите ИСЗ
22	«Венера-9»	08.06.1975	посадка и работа на поверхности 53 минуты
23	«Венера-10»	14.06.1975	посадка в 2200 км от АМС «Венера 9» и работа на поверхности, передача панорамы окружающей местности
24	«Венера-11»	09.09.1978	вход в атмосферу 25.12.1978, спуск и посадка в течение 1 часа, регистрация молний 25 ударов в секунду и громов
25	«Венера-12»	14.09.1978	посадка и работа в 800 км от «Венера 11»
26	«Венера-13»	30.10.1981	идентичные АМС по конструкции и программе работы в 950 км друг от друга
27	«Венера-14»	04.11.1981	
28	«Венера-15»	02.06.1983	одна экспедиция, съемки полосы поверхности шириной 160 и длиной 8000 км
29	«Венера-16»	07.06.1983	
30	«Вега-1»	15.12.1984	запуск и 900 км дрейф аэростатных зондов на высоте 54 км, посадка АМС на поверхность
31	«Вега-2»	21.12.1984	
166
5-1
Помимо СССР попытки направить КА для исследования Венеры осуществили и США запуском десяти автоматических станций. Один запуск - аварийный, три КА совершили пролет планеты на больших расстояниях. Три КА выведены на орбиту, один из которых произвел сброс небольших зондов в атмосферу, а третий провел ра-диолакационную съемку поверхности Венеры. Три КА совершили гравитационный маневр в окрестности этой планеты.
Космический аппарат Venus Express, запущенный Европейским космическим агентством 09.11.2005, работал на орбите ИСВ до 18 января 2015 года, до момента, когда на Земле перестала приниматься информация с передатчика аппарата.
Таким образом, наибольших успехов в исследовании Венеры с помощью АМС добились ученые и конструкторы СССР (Черток Б.Е. 1999. 416 с.), тогда как в исследовании Марса большинство достижений принадлежит США.
5.1.3.	Хронология запусков отечественных автоматических межпланетных станций для исследования Марса
Марс (рисунок 5.5) - четвертая планета Солнечной системы Среднее расстояние Марса от Солнца - 108 млн км. Его орбита близка к круговой (перигелий -2,06655-108 км (1,381 а.е.), афелий - 2,49232-108 км (1,666 а.е)). Сидерический период обращения (продолжительность года) - 686,98 земных суток (1,88 земных лет), синодический - 779,94 земных суток (2,135 земных лет), средняя орбитальная скорость -24,13 км/с.
Рисунок 5.5. Планета Марс и его спутники Фобос и Деймос
Расстояние от Марса до Земли меняется в пределах от 55,76 до 401 млн км. По размерам Марс довольно близок к Земле: средний радиус планеты составляет 3389,5 км (0,532 земного), масса - 6,4171 • 1023 кг (0,107 земной), средняя плотность - 3,933 г/см3, ускорение свободного падения - 3,711 м/с2. Первая космическая скорость - 3,55, вторая - 5,03 км/с.
Атмосфера Марса состоит в основном из углекислого газа (96,5%) и азота (3,5%). Температура у поверхности Марса от минус 153 до +35°С, давление - 0,4-0,87 кПа (4-8,7-10-3 атм). Альбедо планеты - 0,15 (геометрическое), - 0,25 (Бонд).
167
5-1
У Марса есть два естественных спутника Фобос и Деймос, которые относительно малы (Фобос - 26,8x22,4x18,4 км, Деймос - 15х12,2х 10,4 км) и имеют неправильную форму (Бронштэн В.А., 1977).
Марс обладает и еще одной особенностью - его область, расположенная вокруг Северного полюса, покрытая Северной полярной шапкой, характеризуется наличием в ней гигантских количеств водного льда и замороженного углекислого газа, которая подвержена сезонным изменениям. В разгар весны полярная шапка имеет поперечник около 1500 км, а в середине зимы распространяется до 50° с. ш. планеты. Эта особенность Марса представляет собой объект наиболее пристального исследования (Маров М.Я., 1986).
Начиная с 1960-х годов, непосредственным исследованием Марса с помощью АМС занимались в СССР и затем в России (программы «Марс» и «Фобос»). В США-это программы «Маринер», «Викинг», «Mars Global Surveyor» и др. Европейское космическое агентство выполнило программу «Марс-Экспресс» и готовится к реализации программы «ЭкзоМарс». В Индии ведутся работы по программе «Мангальян».
После Земли Марс - самая подробно изученная (на сегодняшний день) планета Солнечной системы.
В таблице 5.3 представлена хронология запуска отечественных АМС для исследования Марса и дано краткое описание результатов экспедиций (Космический полет.... 2010).
Таблица 5.3. Хронология запусков отечественных АМС с целью исследования Марса и его спутников и результаты этих запусков
№ п/п	индекс АМС	дата запуска	результаты экспедиции
1	«Марс 1960А»	10.10.1960	авария на участке вывода на межпланетную траекторию перелета с орбиты ИСЗ
2	«Марс 1960В»	14.10.1960	авария на участке вывода на межпланетную траекторию перелета с орбиты ИСЗ
3	«Марс 1962А»	24.10.1962	КА для облета Марса, взорвался на орбите ИСЗ после 17 с после вывода на неё
4	«Марс-1»	01.11.1962	подошел к Марсу на 197 тыс. км, из-за неплотного закрытия клапана баллонов с газом системы ориентации стал ИСС
5	«Марс 1962В»	04.11.1962	остался на орбите ИСЗ (200x226 км)
6	«Зонд 2»	30.11.1964	после выхода на траекторию межпланетного перелета не полностью раскрылась одна солнечная батарея из-за сбоя работы СОТР
7	«Марс 1969А»	27.03.1969	авария на участке вывода на орбиту ИСЗ
8	«Марс 1969В»	02.04.1969	авария на участке вывода на орбиту ИСЗ
9	«Космос-419»	10.05.1971	КА не покинул орбиту ИСЗ из-за ошибки в разряде времени на срабатывание ДУ
10	«Марс-2»	19.03.1971	подлет к Марсу, ввод ЭЦВМ ошибочной команды при сходе СА в атмосферу
168
5-1
№ п/п	индекс АМС	дата запуска	результаты экспедиции
П	«Марс-3»	28.03.1971	мягкая посадка, потеря связи через 20 с, работа орбитального блока до августа 1972.
12	«Марс-4»	21.07.1973	подлет к Марсу, не сработал КТДУ, пролет планеты на высоте 1844 км, переданы снимки Марса с расстояний 1900-2100 км
13	«Марс-5»	25.07.1973	выход на орбиту ИСМ, разгерметизация отсека, работа на орбите 32500x1760 км до 28.02.1974, передача снимков Марса
14	«Марс-6»	05.08.1973	отказ научного радиокомплекса, потеря связи после команды на включение ДУ мягкой посадки
15	«Марс-7»	09.08.1973	подлет к Марсу, отделение СА от орб. блока, отсутствие включения ДУ торможения СА для входа в атмосферу, пролет СА Марса на расстоянии 1300 км от планеты
16	«Фобос-1»	07.07.1988	АМС утеряна на пути к Марсу в результате ошибочной команды
17	«Фобос-2»	12.07.1988	облет Марса по орбите, получено 38 фотографий Фобоса, ПА на Фобос не попал
18	«Марс 1996А»	16.11.1996	не ушел с орбиты ИСЗ на траекторию полета из-за аварии РБ Д ракеты «Протон»
19	«Фобос-Грунт»	08.11.2011	АМС не выведена с орбиты ИСЗ на межпланетную траекторию полета
Попытки направить КА для исследования Марса осуществили и США, запущено было 23 автоматических станции. Два КА к красной планете направило ЕКА («Марс-Экспресс» и демонстратор будущей АМС проекта (ЭкзоМарс»)) и один КА - Япония.
Большую «благосклонность» к приему на свою поверхность стационарных и подвижных лабораторий (марсоходов) Марс проявил к космическим аппаратам США.
Далее рассмотрим основные технические характеристики отечественных АМС серий «Луна», «Зонд», «Венера» и «Марс» и основные достигнутые результаты научных исследований в продолжение наиболее успешных экспедиций.
5.1.4.	Технические характеристики и основные результаты научных исследований, достигнутые при наиболее успешных полетах отечественных АМС
Основные АМС программы лунных исследований
На рисунке 5.6 приведена линейка АМС серии «Луна», показывающая эволюцию их конструкции по мере усложнения основной поставленной перед ними технической и научной задачи (Пичхадзе К.М., Шевалев И.Л., 2012; Хартов В.В., 2015; Ефа-нов В.В., Долгополов В.П., 2016; Ефанов В.В. и др., 2017).
169
5-1
a - «Луна-1 и -2»; б - «Луна-3»; в - «Луна-4, -5, -6, -7, -8. -9. -13»;
г - «Луна-10»; д - «Луна-11, -12 и -14»;
е - «Луна-15, -16, -20, -23 и -24»;
ж - «Луна-17 и -21»; з - «Луна-18, -19 и -22».
Рисунок 5.6. Основные типы АМС серии «Луна»
АМС «Луна-2»
Конструкция и СОТР АМС «Луна-2» идентичны АМС «Луна-1»: диаметр сферического контейнера - 2,4 м, масса - 390,2 кг. На борту АМС был помещен металлический шар, состоящий из пятигранников-вымпелов. При ударе о лунную поверхность шар разлетелся на десятки вымпелов. Научная аппаратура этой АМС была дополнена детекторами микрометеоритов.
14	сентября в 00 ч 02 мин 24 сек по московскому времени «Луна-2» достигла поверхности Луны, совершив первый в истории перелет Земля-Луна. АМС совершила посадку западнее Моря Ясности, вблизи кратеров Аристил, Архимед и Автолик. Момент «встречи» с Луной был зарегистрирован отечественными и зарубежными обсерваториями. Даже было сфотографировано поднявшееся при посадке пылевое облако. Поверхности Луны достигла и последняя ступень PH.
При полете АМС «Луна-2» проведены исследования магнитных полей Земли, межпланетного вещества и метеорных частиц. Одним из основных научных достижений миссии стало прямое измерение солнечного ветра. По мере приближения к лунной поверхности обнаружено некоторое увеличение концентрации газовой компоненты по сравнению с межпланетным пространством.
170
5-1
Рисунок 5.7. Фотография поверхности Луны и общий вид АМС «Луна-3»
АМС «Луна-3»
Станция «Луна-3» была запущена 4 октября 1959 г. Масса её составляла 278,5 кг, и она содержала систему энергопитания (с солнечными батареями), систему активного терморегулирования, системы радиотехнической, телеметрической и фототеле-мстрической ориентации (относительно Солнца и Луны), а также комплекс научной аппаратуры, включая фотолабораторию (Минчин С.Н., Улубеков А.Т., 1972).
Через трое суток полета 7 октября 1959 г. во время сеанса фотографирования двумя объективами АМС «Луна-3» была заснята почти половина поверхности Луны (одна треть - в краевой зоне, две трети - на обратной не видимой с Земли стороне). Изображения после проявления плёнки на борту были переданы с помощью фототелевизионной системы на Землю.
На рисунке 5.7 показан общий вид АМС «Луна-3» и один из снимков лунной поверхности.
На орбите ИСЗ с параметрами 460725x40638 км АМС «Луна-3» просуществовала около 207 дней и вошла в атмосферу Земли 20.04. I960.
В ходе полёта были впервые получены и переданы на Землю изображения обратной стороны Луны и впервые в мире на практике осуществлён гравитационный маневр.
Результаты изучения полученных снимков были опубликованы в книге «Атлас обратной стороны Луны», изданный в I960 г. АН СССР. По его материалам был создан первый глобус Луны.
171
5-1
Рисунок 5.8. Посадочный аппарат АМС «Луна-13» в рабочем положении
АМС «Луна-4»-«Луна-9»
АМС «Луна-4»-«Луна-9» представляют второе поколение лунных АМС, предназначенных для обеспечения мягкой посадки на поверхность Луны. Масса этих станций составляла в среднем 1460 кг, а её посадочного аппарата (ПА) - около 100 кг. Первые пять АМС были разработаны в ОКБ-1 и с разным успехом запускались в течение 1965 года, а АМС «Луна-9» была передана в конструкторское бюро (КБ) Г.Н. Бабаки-на (1914-1971) Машиностроительного завода им. С.А. Лавочкина.
АМС «Луна-9»
АМС «Луна-9» была доработана в КБ Бабакина {Шесть лет и вся жизнь конструктора Г.Н. Бабакина, 2004) с учетом ошибок предшествующих запусков и отправлена к Луне 31 января 1966 г. Масса достигшего 3 февраля на поверхности Луны в районе Океана Бурь тормозного ракетного блока составляла 1583 кг, а масса отделившегося от блока и совершившего мягкую посадку ПА - 100 кг {Минчин С.Н. Улу-беков А.Т., 1972; Ефанов В.В., Долгополов В.П., 2016).
В герметичном корпусе ПА была размещена телевизионная аппаратура, аппаратура радиосвязи, программно-временное устройство, научные приборы, источники электропитания и система терморегулирования.
Со станцией состоялось семь сеансов связи, продолжительность которых составляла более 8 часов. Во время сеансов связи «Луна-9» передала панорамные изображения лунной поверхности вблизи места посадки и полученную научную информацию.
Успешная посадка АМС «Луна-9» имела решающее значение для последующих полетов на Луну.
С помощью телевизионной системы на Землю были переданы три панорамы лунного ландшафта при различных высотах Солнца над горизонтом.
На рисунке 5.8 показан вид ПА АМС «Луна-13» в рабочем положении (в основном аналогичен ПА «Луна-9»).
172
5-1
Второй советской АМС, совершившей мягкую посадку на Луну, была «Луна-13», стартовавшая с Земли в декабре 1966 года. Станция действовала в течение 4 дней до 28 декабря и передала на Землю три фотопанорамы лунной поверхности при высоте Солнца 6, 9 и 32 градуса. С помощью входивших в состав станции грунтомера-пе-нетрометра, радиационного плотномера и динамографа, которых было проведено первое в истории инструментальное исследование плотности и прочности поверхностного слоя лунного грунта - реголита.
Значительную роль в исследовании Луны сыграла серия из шести искусственных спутников Луны (ИСЛ), доставленных на её орбиту в период 1966-1974 гг. с помощью АМС «Луна-10, -11, -12, -14, -19 и -22».
АМС «Луна-10»
АМС «Луна-10» - первый из шести ИСЛ. Масса КА на трассе полета к Луне -1582 кг, масса ИСЛ, отделенного от КА на орбиту с параметрами: периселений 350, апоселений 1017 км - составляла 240 кг. Период обращения 2 ч 58 мин 15 сек.
Аппаратура ИСЛ активно работала 56 суток - проведено 219 сеансов радиосвязи, получена информация о гравитационном и магнитном полях Луны, магнитном шлейфе Земли, в который не раз попадали Луна и ИСЛ, а также косвенные данные о химическом составе, радиоактивности лунных пород. Делегаты 23 съезда КПСС в Москве услышали передаваемую с ИСЛ мелодию «Интернационала».
АМС «Дуна-1.2»
Большой вклад в науку о Луне и техническое совершенствование будущих поколений лунных АМС средней массой около 1650 кг внес и ИСЛ этой 12-й лунной станции новой конструкции, проработавший 86 суток (460 витков) на орбите с параметрами: период обращения 205,3 мин, удаления от поверхности Луны - 1742x103 км.
За время функционирования ИСЛ впервые было получено 42 снимка лунной поверхности, уточненные данные об общем химическом составе Луны по характеру гамма-излучения её поверхности. Методом гамма-спектрометрии было измерено содержание естественных радиоактивных элементов (К, U, Th). Впервые обнаружено рентгеновское излучение лунной поверхности, возникающее из-за флуоресценции под воздействием солнечного рентгеновского излучения, измерена поверхностная яркость космического рентгеновского фона. Проведены измерения радиоизлучения на длинных волнах, блокирующихся земной ионосферой.
Гораздо ближе к лунной поверхности были доставлены ИСЛ тормозными ракетными блоками АМС «Луна-14» (параметры орбиты 870x160 км, период обращения 160 мин) и «Луна-19» (135x127 км с периодом обращения 131 мин).
Следующий триумфальный успех советская наука и техника в области изучения Луны продемонстрировала решением задачи автоматической доставки в наземные лаборатории лунного грунта.
АМС «Луна-16»
АМС «Луна-16» - первая станция, обеспечившая успешную доставку на Землю 101 г лунного грунта, взятого с помощью заборного устройства из глубины 35 см. Вид посадочного блока (ступени), соответствующей конструкции АМС, показан на рисунке 5.9. Масса ступени, достигшей поверхности Луны составляла 1880 кг.
173
5-1
Рисунок 5.9. АМС «Луна-16» (а) и возвращаемая ракета с СА (б)
На вершине ступени с корректирующей тормозной двигательной установкой (КТДУ) была установлена взлетная (возвращаемая) ракета «Луна-Земля» с бортовым радиокомплексом и приборным отсеком в виде цилиндра, на котором установлен возвращаемый аппарат в виде шара, с тремя отсеками. В отсеках шара были размещены: радиопередатчики для обнаружения при спуске на Землю, аккумуляторы, механизм управления парашютом; парашют, антенны радиопередатчиков, баллоны с газом для ориентации после посадки; контейнер для лунного грунта. Возвращаемый аппарат (ВА) был выполнен сферической формы и имел массу 35 кг. На поверхность сферы наносился слой теплозащитного покрытия (ТЗП) толщиной до 16 мм. Эта сфера и являлась аппаратом для спуска в атмосфере Земли со скоростью входа в неё около 11,2 км/с.
АМС «Луна-16», запущенная 12 сентября 1970 г., через пять дней вышла на круговую орбиту ИСЛ с параметрами 110x110 км. В результате маневра эта орбита была преобразована в эллиптическую с параметрами 110x15 км. При работающем КТДУ станция сошла с орбиты, на высоте 20 м её скорость составила уже 2,5 м/с, и 20 сентября «Луна-16» в 8- мск коснулась поверхности Луны в районе моря Изобилия. После проведения операций бурения и взятия грунта, который был помещен в приемную капсулу возвращаемой ракеты, 21 сентября ракета массой 512 кг, набрав скорость 2,708 км/с, стартовала к Земле. При подлете к Земле ВА был отделен от ракеты, вошел в атмосферу и на парашюте приземлился 24 сентября в Казахстане в 80 км от города Джезказган (Новое выдающееся..., 1970; Алексеев В. и др., 1972; Анфимов Н.А. и др.. 2010; Ефанов В.В., Долгополов В.П., 2016).
Еще дважды лунный грунт был доставлен на Землю: 2 февраля 1972 года с помощью АМС «Луна-20» - 50 г грунта горной породы и 22 августа 1978 года 150 г грунта, взятого АМС «Луна-24» с глубины 2,5 м (Базилевский А.Т., 2012).
174
5-1
АМС «Луна-17»
Еще один триумфальный успех, достигнутый НПО им. С.А Лавочкина в сотрудничестве со многими институтами, КБ и промышленными предприятиями страны, -запуск (10.11.1970) и мягкая посадка (17.11.1970) на лунную поверхность в районе Моря Дождей АМС «Луна-17» с передвижной лабораторией «Луноход-1» на борту.
КА массой 5700 кг, несущий АМС «Луна-17», на траекторию полета к Луне был выведен PH «Протон-К». Станция к 15 ноября была выведена на орбиту ИСЛ с параметрами 85x85 км и периодом обращения, равным 116 минут, а 17 ноября на поверхности Луны установилась посадочная ступень с планетоходом общей массой 1836 кг. Через 2,5 часа, сориентировавшись по показаниям технического состояния и положения посадочной ступени в пространстве и по телевизионным картинкам окружающего лунного ландшафта, команда Центра управления луноходом принимает решение произвести его съезд по трапам в выбранную сторону.
Началось историческое, более чем 300-суточное дистанционно управляемое с Земли путешествие подвижной лаборатории массой 756 кг по Луне. На рисунке 5.10 представлен общий вид «Лунохода-1», имеющего габариты: длина с открытой солнечной батареей (верхней крышки приборного отсека) - 4,42 м, ширина - 2,15 м, высота - 1,92 м.
За время работы «Луноход-1» преодолел 10 540 метров, двигаясь со скоростью менее 2 км/ч (максимальная -2 км/ч), и обследовал площадь 80 тыс. кв.м. Он передал на Землю 211 лунных панорам и 25 тыс. фото. За 157 сеансов с Землёй «Луноход-1» принял 24 820 радиокоманд и произвёл химический анализ грунта в 25 точках (Передвижная лаборатория на Луне, 1971; Анфимов Н.А. и др., 2010).
Рисунок 5.10. Планетоход «Луноход-1» и его элементы конструкции
175
5-1
Рисунок 5.11. Одна из телефотометрических панорам лунного ландшафта и след подвижной лаборатории «Луноход-2»
Вторая подвижная лаборатория «Луноход-2» была доставлена на планету АМС «Луна-21» в составе КА массой 5700 кг, выведенного на траекторию межпланетного перелета 8 января 1973 г. также PH «Протон-К» с разгонным блоком «Д». АМС «Луна-21» сошла с орбиты (110><90 км) и 16 января совершила мягкую посадку на восточной окраине Моря Ясности. АМС оказалась всего лишь в 3 метрах от края кратера диаметром 40 м.
В состав научной аппаратуры «Лунохода-2» входили: спектрометрическая аппаратура для определения химического состава лунного грунта, радиометр для исследования радиационной обстановки на трассе перелета и на поверхности Луны, магнитометр на штанге длиной 1,5 м в передней части лунохода для магнитной съемки по трассе движения, астрофотометр для измерения свечения лунного неба и др.
За 4 месяца работы «Луноход-2» прошел расстояние 37 км, т.е. в 3,5 раза больше, чем «Луноход-1». За это время на Землю было передано 93 телефотометрических панорамы и около 89 тыс. снимков малокадрового телевидения.
На рисунке 5.11 приведена одна из панорам лунного ландшафта вдоль следа, оставленного Луноходом-2 в грунте {Шесть лет и вся жизнь конструктора Г.Н. Бабакина, 2004).
Лунная программа СССР была завершена возвращением с Луны АМС «Луна-24» со 150-ю граммами глубинного грунта, доставленного на Землю 22 августа 1976 г. посадкой в Западной Сибири {Черток Б.Е., 1999. 538 с.; Базилевский А.Т., 2012; Иванов А.В. и др., 2012).
Отрадно отметить, что в последние несколько лет интерес к исследованию Луны с помощью АМС вновь проявился и проектные работы в этом направлении в АО «НПО Лавочкина» ведутся довольно продуктивно {Хартов В.В., 2015; Казмер-чук П.В. и др., 2016). При этом конструкция этих АМС и все их системы, матобеспечение расчетных работ строятся на основе новых достижений науки, материаловедения, техники и технологий.
Конструкция лунных АМС нового поколения «Луна-25»...«Луна-28» относится к типу негерметичного размещения аппаратуры служебных систем и научных прибо-
176
5-1
ров с использованием теплостатируемых сотовых панелей и тепловых труб различного типа (Казмерчук П.В. и др., 2016; Ефанов В.В., Долгополов В.П., 2016).
Постоянно совершенствуются теория и практика баллистического обеспечения полетов к Луне и мягкой посадки на её поверхность (Усачев В.Е., Симонов А.В. и др., 2012; Лихачев В.Н. и др., 2012; Гордиенко Е.С., Симонов А.В. и др., 2016).
Расширяются возможности систем контроля и диагностики бортовых комплексов управления АМС и КА (Ширшаков А.Е. и др., 2015), используются современные достижения материаловедения (Тимофеев А.Н., Асюшкин В.А. и др., 2013; Алексе-евС.В. и др., 2015) и технологии производства сложных деталей КА (Ананьев А.И. и др., 2017).
Растет ассортимент пиромеханических систем и устройств, используемых ля управляемого, краткосрочного и надежного разделения частей КА и отделения автономных аппаратов АМС с минимальными задержками во времени и возмущениями движению (Котомин А.А., Ефанов В.В. и др., 2012; Демьяненко Д.Б.,..., Ефа-новВ.В. и др., 2012; Загорских В.И., Ефанов В.В. и др., 2016).
Это как раз те моменты, которые в большинстве случаев приводили к отклонению программного выполнения целевых задач предыдущих лунных экспедиций.
Основные АМС программы исследований Венеры
На рисунке 5.12 приведена линейка автоматических межпланетных станций, запускаемых в СССР с 1961 по 1984 гг., и их посадочные аппараты для исследования планеты Венеры. Не все из них, особенно на начальных стадиях выполнения программы исследований, достигали поставленных целей, но в большинстве своем АМС свою задачу выполнили (Лемешевский С.А., Воронцов В.А. и др., 2017).
Как следует из таблицы 5.2, всего предпринималась 31 попытка запуска КА к этой планете, в том числе и АМС «Зонд-1», предназначенной для проверки работы бортовых систем и сбора научной информации вблизи Венеры для будущих полетов. Состоялось 28 запусков PH, два из них - аварийных. Семь КА остались на орбите IIC3, три - пролетели мимо Венеры и три из первых, вошедших в атмосферу, были ею раздавлены.
Все остальные 12 КА, начиная с АМС «Венера-7», созданной в НПО им. С.А. Лавочкина и запущенной 17 августа 1970 года, и заканчивая последней АМС «Вега-2» серии «Венера» (21.12.1984), выполнили в основном свои задачи.
Конструкция всех АМС серии «Венера» построена с выполнением требований следующих основных задач экспедиции:
-	доставка в герметичном контейнере (какой-то части - вне его) в заданный район космического пространства, атмосферы и поверхности Венеры комплекса служебной и научной аппаратуры;
-	обеспечение температурного режима указанного комплекса аппаратуры с выводом избытка внутреннего тепловыделения во внешнюю среду с помощью радиационных теплообменников (РТО);
-	обеспечение энергоснабжения АМС на всех этапах намечаемой экспедиции, в том числе с использованием солнечных батарей (СБ);
-	обеспечение с помощью средств торможения доставки на планету исследовательских лабораторий (ПА на поверхность или дрейфующих в её атмосферу).
Первой попыткой отправить КА серии АМС «Венера» был запуск 4.02.1961 КА, оставшегося на орбите ИСЗ «Спутник-7».
177
5-1
1	2	3	4
12	13
1 - «Спутник 7»; 2 - «Венера-1»; 3 - «Венера-2»; 4 - «Венера-3»; 5 - «Венера-4»;
6 - «Венера-5» и «Венера-6»; 7 - «Венера-7»; 8 - «Венера-8»; 9 - «Венера-9» и «Венера-10»;
10 - «Венера-11»; 11 - «Венера-13»; 12 - «Венера-15»; 13 - «Вега-1» и «Вега-2».
Рисунок 5.12. Конструктивный облик АМС, отправлявшихся в полет для исследования планеты Венеры
178
5-1
АМС «Венера-1»
АМС «Венера-1», запущенная 12.02.1964 вслед за КА «Спутник-7», представляла собой цилиндрическое тело диаметром 1,05 м, длиной 2 м с панелями СБ и РТО с развитой поверхностью. Масса выводимого на орбиту ИСЗ вместе с разгонным блоком PH «Молния» составляла 6424 кг, масса АМС - 643,5 кг (Черток Б.Е., 1999. 416 с.).
Задача станции заключалась в проверке бортовых систем и сборе информации осреде вблизи Венеры. Кстати, верхнюю часть станции составляла сферическая камера, заполненная азотом до давления 1,2 атм. Эта камера должна была плавать в предполагаемом океане Венеры.
Вот с такого уровня знаний о планете начиналось исследование Венеры. Поэтому последующие АМС «Венера-2, -3, -4, -5 и -6», достигавшие планету и входившие в её атмосферу, были ею раздавлены на разных высотах (давление в ПА АМС «Венера-4, -5 и -6» выбиралось 20 атм).
АМС «Венера-1»пролетела в 100 тыс. км от планеты. Запуск её явился важным этапом в развитии космической техники. Это был первый аппарат, предназначенный для исследования планет. Впервые была применена техника ориентации по трём осям КА по Солнцу и звезде Канопус, впервые для передачи телеметрии применена параболическая антенна.
АМС «Венера-4»
АМС «Венера-4» предназначалась для доставки в атмосферу планеты спускаемого аппарата.
С 1965 года все работы по созданию АМС стали производиться на Машиностроительном заводе имени С.А. Лавочкина (Шесть лет и вся жизнь конструктора Г.Н. Бабакина, 2004). Первые станции создавались в ОКБ-1 под руководством С.П. Королева.
При создании АМС «Венера-4» за основу была взята АМС «Венера-3» с доработкой системы терморегулирования (СТР) - вместо жидкостной двухконтурной она стала воздушной.
АМС состояла из орбитального отсека (ОО) с корректирующей двигательной установкой и СА. ОО представлял собой герметичный корпус цилиндрической формы, в котором были размещены приборы радиокомплекса, системы астроориентации и коррекции, СТР, аккумуляторные батареи и научная аппаратура.
Для обеспечения работы бортовой аппаратуры орбитального аппарата служила система энергопитания, в состав которой входили две панели солнечной батареи.
Основной полезной нагрузкой АМС являлся спускаемый аппарат, который размещался в головной части КА. СА имел форму, близкую к шару, диаметром 1,03 м и состоял из двух герметичных отсеков: приборного и парашютного. В парашютном отсеке была установлена двухкаскадная парашютная система, состоящая из тормозного и основного парашютов. В приборном отсеке размещались приборы служебных бортовых систем, включая радиокомплекс, телеметрическую систему и СТР.
Снаружи спускаемый аппарат был покрыт теплозащитой с применением сублимирующих материалов. По сравнению с АМС «Венера-3» теплозащита была значительно усилена. Для предотвращения разогрева аппарата в процессе спуска между внешней теплозащитой и корпусом была расположена многослойная теплоизоляция из стеклотекстолитовых сот с прослойками из асботекстолита.
179
5-1
Общая масса АМС «Венера-4» - 1106 кг, масса СА - 377 кг. Станция была запущена 12 июня 1967 года с космодрома Байконур PH «Молния-М» и выведена на промежуточную опорную орбиту ИСЗ. Оттуда, спустя 128 суток после старта, 18.10.1967 она сблизилась с планетой. СА отделился перед входом АМС в атмосферу Венеры. АМС сгорела в плотных слоях атмосферы, а СА на парашюте вошел в плотные слон атмосферы. Вместе с раскрытием основного парашюта раскрылись антенны радиовысотомера и передатчика, включились научные приборы, и началась передача научной информации на Землю.
Так впервые был осуществлен плавный спуск КА в атмосфере Венеры и осуществлены непосредственные физико-химические исследования. Аппаратура СА произвела прямые измерения температуры, плотности, давления и химического состава атмосферы планеты во время спуска. Первый в истории человечества сеанс межпланетной радиосвязи продолжался 93 минуты. Последние переданные им параметры атмосферы Венеры соответствовали высоте 28 км (Лемешевский С.А....Воронцов В.А. и др., 2017).
В результате полета АМС «Венера-4» было установлено, что углекислый газ является основной компонентой атмосферы Венеры (около 90%), а содержание кислорода и водяного пара в ней незначительно.
Научные приборы орбитального аппарата станции «Венера-4» показали отсутствие у Венеры радиационных поясов, а магнитное поле планеты оказалось в 3000 раз слабее магнитного поля Земли.
Кроме того, с помощью индикатора УФ-излучения Солнца была обнаружена водородная корона Венеры, содержащая примерно в 1000 раз меньше водорода, чем верхняя атмосфера Земли. Атомарный же кислород индикатором обнаружен не был.
Программа полета станции «Венера-4» была выполнена полностью.
АМС «Венера-7»
АМС «Венера-7» - это первая станция, запущенная 17.08.1970, доставившая посадочный аппарат (рисунок 5.12) на поверхность Венеры и передававшая в течение 53 мин во время спуска на парашюте и 20 мин - с поверхности информацию о замерах температуры. Основная задача полёта - мягкая посадка на поверхность Венеры-была выполнена. Но запланированные измерения были проведены не все.
По результатам измерений, проведённых на спускаемом аппарате АМС «Венера-7», были рассчитаны значения давления и температуры на поверхности планеты, они составили 90±15 атм соответственно и 475±20°С.
По результатам предыдущих полетов было принято решение корпус ПА выполнить из титана (ранее из алюминиево-магниевого сплава АМгб), выдерживающим давление 180 атм и температуру 500°С. Масса АМС «Венера-7» составила 1180 кг, масса спускаемого аппарата - 500 кг. (Черток Б.Е., 1999. 416 с.).
АМС «Венера-8»
АМС «Венера-8» - первая станция, полностью выполнившая программу полёта. Во время спуска АМС измерила скорость ветра в атмосфере Венеры, равную 50-60 м/с на высоте 50 км и 0-2 м/с на высотах от 0 до 11 км. Эти измерения засвидетельствовали о наличии широтного ветра, направленного в направлении собственного вращения планеты. Также АМС «Венера-8» были получены следующие параметры окружающей среды на поверхности планеты: температура - 470±8°С, давление -90±1,5 атм. Телеметрическая информация передавалась в течение всего спуска и в течение 50 минут после посадки.
180
5-1
Ч***я<|
1ИШ1
ямам'» ан* я • *»
я.яя* .«Я.Я1.«Я заяая
, Ч1, -. л
чПШш»
1 - орбитальный аппарат; 2 - спускаемый аппарат; 3 - научная аппаратура;
4-остронаправленная антенна; 5 - блок баков; 6 - радиатор горячего контура системы терморегулирования; 7 - прибор ориентации на Землю; 8 - прибор ориентации на звезду;
9- прибор ориентации на Солнце; 10 - малонаправленная антенна;
11 - приборный отсек; 12 - баллон системы ориентации; 13 - радиатор холодного контура системы терморегулирования; 14 - газовые сопла системы ориентации;
15-магнитометр; 16 - панель солнечной батареи.
Рисунок 5.13. Чертежная схема и структура орбитального блока АМС
АМС «Венера-8» была запущена в космос 27 марта 1972 г. Масса станции 1184 кг, спускаемого в атмосфере аппарата - 495 кг.
В последующие годы конструкция АМС «Венера-8», была значительно усовершенствованна и к планете отправлено еще восемь АМС - «Венера-9»...«Венера-16». При этом существовавшая с запуска «Венеры-1» практика отправлять АМС, с целью повышения надежности выполнения программ исследований, парами с небольшим интервалом во времени запусков, впервые оправдала себя - каждая из пар станций совместно успешно выполняла свою задачу.
АМС «Венера-9» и АМС «Венера-10»
Эти станции нового, более тяжелого типа стартовали к планете 8 и 14 июня 1975 года и предназначались для исследования Венеры с орбиты её искусственного спутника (ИСВ) и с помощью СА на её поверхности. Созданы они были на основе АМС «Марс-2»...«Марс-7» с необходимыми доработками и соответствующим научным оборудованием на борту.
181
5-1
1 - теплозащитный корпус;
2 - посадочное устройство; 3 - научная аппаратура;
4 - аэродинамическое тормозное устройство;
5 - антенна; 6 - отсек парашютной системы;
7 - отсек научной аппаратуры, работающей в облачном слое;
8 - телефотометр; 9 - служебная аппаратура;
10 - теплоизоляция.
Рисунок 5.14. Чертежная схема и структура ПА в СА АМС
Каждая АМС состояла из двух основных частей: орбитального блока (ОБ) и отделяемого спускаемого в атмосфере Венеры аппарата (СА). Внутри прочного корпуса СА диаметром 2,4 м с теплозащитным покрытием размещался посадочный на поверхность Венеры аппарат (ПА).
На рисунке 5.13 и 5.14 приведены чертежные схемы ОБ и ПА.
Основным силовым элементом станции является блок баков, на нижнем днище которого закреплен ракетный двигатель, а на верхнем - приборный отсек, над которым находится переходник для крепления СА. В приборном отсеке находятся система управления, система терморегулирования (СТР) и др. ПА имеет прочный корпус сферической формы, рассчитанный на внешнее давление 10 МПа и снаружи и внутри покрытый теплоизоляцией.
Корпус ПА посредством раскосов опирается на посадочное устройство-демпфер в виде полого тора. К верхней части корпуса ПА крепится щиток небольшой конусности - устройство для аэродинамического торможения после отделения нижней полусферы СА и отсоединения ПА от верхней полусферы СА, удаляемой парашютной системой основного торможения СА.
182
5-1
В корпусе ПА размещаются приборы радиокомплекса, оптико-механическое ТВ-устройство, аккумулятор, блоки автоматики, средства СТР, научные приборы общей массой 35,5 кг.
22 октября 1975 года спускаемый аппарат первой подошедшей к Венере АМС отделился от орбитального блока и вошел в атмосферу планеты под углом 20-23 градуса, а для ОБ была сформирована эллиптическая траектория с периодом обращения около 48 часов. СА, пройдя высокоскоростное аэродинамическое торможение, продолжил торможение с помощью основного парашюта, а ПА после отделения и выпадения из верхней полусферы СА затормозился с помощью щитка до заданной скорости мягкой посадки (Карягин В.П., Ковтуненко В.М. и др., 1979).
Полная масса АМС «Венера-9» составила 4936 кг, «Венеры-10» - 5033 кг. Начальная масса СА была равна 1560 кг.
В ходе спуска ПА измерялись параметры атмосферы и передавались на орбитальный аппарат. На поверхности планеты обе АМС находились на расстоянии 2200 км друг от друга. Каждая станция через 2 минуты после посадки начала передавать телевизионные панорамы поверхности Венеры, ретранслируемые орбитальными аппаратами на Землю. Это были первые в мире фотографии, передаваемые с поверхности другой планеты.
АМС «Венера-9» работала на поверхности 53 мин, «Венера-10» - 65 мин. Вся научная программа обеих станций была выполнена в намеченном объеме. На рисунке 5.15 показаны кадры панорамы поверхности Венеры (Селиванов А.С., 2012).
Главные достижения экспедиции АМС «Венера-9» и АМС «Венера-10»:
1. Первая в мире съемка панорамы поверхности Венеры.
2. Первый в мире искусственный спутник Венеры.
Рисунок 5.15. Два кадра панорамы ландшафта у посадочного устройства АМС
АМС «Венера-11» и АМС «Венера-12»
Эта пара станций в конце декабря 1978 г. также успешно совершила мягкую посадку со скоростью 7-8 м/с на дневную сторону Венеры. В комплексе измерений параметров атмосферы планеты велись регистрация частых (25 ед./с) электрических разрядов (молний) и запись громовых раскатов, один из которых длился 11 мин. Станции
183
5-1
разместились в 800 км друг от друга. Получить изображения поверхности не удалось, т.к. не отделились крышки объективов телефотометров (по-видимому, из-за спекания их торцов со стенками прорези для их установки).
«Венера-13» и «Венера-14»
В результате экспедиция пары АМС «Венера-13» и «Венера-14» их ПА в марте 1982 года совершили мягкую посадку на поверхность планеты на расстоянии 950 км друг от друга. Впервые были получены цветные изображения поверхности и проведён прямой анализ грунта планеты, извлеченного специальным грунтозаборным устройством. Также велась передача с поверхности звуков электроразрядов.
Общая масса АМС «Венера-14» составила 4394,5 кг. Масса спускаемого аппарата - 1632,71 кг, масса посадочного аппарата на поверхности Венеры - 750 кг.
АМС «Венера-15» и «Венера-16»
С помощью АМС «Венера-15» и «Венера-16», ставших в октябре 1983 года ИСВ. в течение нескольких месяцев были выполнены радиолакационные съемки поверхности Венеры шириной 160 и длиной 8000 км с разрешением в 1-2 км. В результате был составлен первый в мире Атлас поверхности Венеры.
Дальнейшим продолжением программы «Венера» в СССР стала программа «Вега» по исследованию Венеры (посадочными аппаратами и аэростатами в атмосфере) и кометы Галлея, пролетающей на время планируемой экспедиции наиболее близко от Земли.
АМС «Вега-1» и «Вега-2»
Название этих станций представляет собой синтез слов «Венера» и «Галлей». Эти АМС предназначены для продолжения исследования Венеры и, попутно, кометы Галлея. Обе станции конструктивно идентичны. В подготовке научных приборов и обслуживающих их систем участвовали учёные девяти стран: СССР, Австрии, Болгарии. Венгрии, ГДР, Польши, Франции, ФРГ и Чехословакии. В проекте принимали также участие Европейское космическое агентство (ЕКА), Япония и США (Зеленый Л.М.. Зайцев Ю.И., 2017; Лемешевский С.А., Воронцов В.А. и др., 2017).
Общая масса станции в полностью снаряжённом состоянии составляла 4920 кг. Станции серии «Вега» состояли из двух частей - пролётного аппарата массой 3170 кг и СА массой 1750 кг. Полезной нагрузкой СА являлись ПА массой 680 кг и аэростатный атмосферный зонд (АЗ), масса которого вместе с системой наполнения гелием не превышала 110 кг. (Аванесов Г.А., Мороз В.И., 1988).
На рисунке 5.16 показана АМС «Вега-1» (идентичная «Вега-2»).
Данные с ПА ретранслировались на Землю через пролётные аппараты, а с АЗ -непосредственно на 60-70-метровые антенны, расположенные на территории ряда государств, в том числе СССР и США.
Аэростатный зонд состоял из аэростатной оболочки диаметром 3,4 м, наполненной гелием и подвешенной на капроновом фале длиной 12 м гондолы массой 6,7 кг. На несущей конструкции гондолы были установлены: аппаратура для измерения метеорологических параметров (датчики температуры, давления, скорости ветра, плотности облачности, световых вспышек), радиосистема и блок питания. Использование
184
5-1
Рисунок 5.16. Автоматическая межпланетная станция «Вега-1» («Вега-2)
СА в форме сферы диаметром 2,4 м, в котором размещался ещё и ПА, не позволяло поместить в него АЗ большого размера. В результате в НПО им. С.А. Лавочкина был разработан и изготовлен компактный аэростат с газом гелий.
В процессе снижения ПА измерялись характеристики облачного слоя и химического состава атмосферы. Была измерена концентрация аэрозоля серной кислоты в облаках (в среднем 1 мг/м3 на высотах 61,5-48 км над местом посадки СА АМС «Вега-1» и 0,6 мг/м3 - над местом посадки СА АМС «Вега-2»), а также обнаружено присутствие серы, хлора и, вероятно, фосфора. Плотность облаков оказалась невысокой (по земным меркам), концентрация была максимальна в двух слоях, имеющих ширину 3-5 км и расположенных на высотах 50 и 58 км.
ПА одной АМС совершили мягкую посадку на ночную сторону Венеры в районе равнины Русалки. В ходе спуска в атмосфере не штатно (досрочно) включилась аппаратура первого ПА, предназначенная для исследований на поверхности. Таким образом, эта часть эксперимента не была выполнена. ПА второй АМС успешно выполнил программу исследований на поверхности: передача сигнала продолжалась 56 минут.
Посадочный аппарат АМС «Вега-2» впервые совершил посадку в высокогорном районе, поэтому анализ грунта в этом месте представлял особый интерес. После посадки были осуществлены заборы грунта и проведены измерения рентгенофлюоресцентных спектров венерианской породы, которая оказалась близка к оливиновому габбро-нориту.
Гамма-спектрометры обеих АМС, предназначенные для измерения содержания урана, тория и калия в венерианских породах, начали работать во время спуска ПА на высоте 25 км и функционировали вплоть до окончания их работы. В обеих
185
5-1
точках, где сели посадочные аппараты, обнаружены породы с относительно невысокими содержаниями естественных радиоактивных элементов {Зеленый Л.М.. Ксанфомалити Л.В. ,2017).
Аэростатные зонды произвели снижение на парашютах и после наполнения их оболочек гелием начали дрейф в атмосфере планеты на высоте 53-55 км, проводя измерения метеорологических параметров. Продолжительность работы обоих зондов составила более 46 часов (Долгополов В.П., Пичхадзе К.М., Суханов К.Г., 2011).
Давление на этих высотах составляло 0,5 атм, а температура - 40°С.
Данный облачный слой является наиболее плотным в атмосфере Венеры, и в нём. как предполагалось, наиболее отчетливо должна проявляться суперротация атмосферы Венеры - глобальное вращение атмосферы с востока на запад, т.е. против вращения планеты. Каждый зонд проработал около 46 часов и за это время пролетел под действием ветра около 12 тыс. км со средней скоростью 250 км/ч, измеряя вдоль трассы полёта температуру, давление, вертикальные порывы ветра, дальность видимости в облаках, среднюю освещенность и следя за наличием световых вспышек. Первый аэростатный зонд дрейфовал в Северном полушарии планеты параллельно экватору, второй - в Южном.
Данные зондов показали наличие очень активных процессов в облачном слое Венеры, характеризующихся мощными восходящими и нисходящими потоками. Когда аэростатный зонд АМС «Вега-2» пролетал над вершиной высотой 5 км, которая расположена в районе Афродиты, он попал в воздушную яму и резко снизился на 1,5 км. Оба зонда обнаружили на ночной стороне вариации освещенности и световые вспышки, т.е. грозовые разряды. Аэростатный эксперимент позволил получить новую, уникальную информацию об атмосфере планеты.
В России планируется реализовать проекты по запуску к Венере: в 2024 году-АМС «Венера-Д» (долгоживущая) и позже АМС «Венера-Глоб» (Лемешевский С.А.,..., Воронцов В.А. и др., 2017).
О выполнении программы исследований Марса с помощью АМС
Первая попытка выполнения отечественной программы исследования планеты Марс была начата запуском двух КА «Марс-1960А» и «Марс-1960В» разработки ОКБ-1 С.П. Королева (Бугров В.Е., 2009) 10 и 14 октября 1960 года. Однако оба запуска закончились аварией на участке выведения КА на орбиту ИСЗ.
Вторая попытка полета к Марсу была предпринята через два года запуском 24 октября КА «Марс-1962А» и 1 ноября 1962 года - АМС «Марс-1», также разработки ОКБ-1.
Первый КА взорвался на орбите ИСЗ через 17 секунд после вывода, а станция «Марс-1» подлетела к Марсу и вышла на гелиоцентрическую орбиту с параметрами 250x148 млн км. Из-за неплотного закрытия клапана был истрачен газ из баллонов системы ориентации АМС, и аппарат остался молчаливым спутником Солнца.
АМС «Марс-1»
Сближение станции с Марсом наступило 19 июня 1963 года - она прошла на расстоянии 195 тыс. км от поверхности планеты и вышла на гелиоцентрическую орбиту с параметрами 250x148 млн км с периодом обращения 519 дней. С АМС «Марс-1» был проведен 61 сеанс радиосвязи и получен большой объем научной информации, в том числе о характере солнечного ветра, сведения о магнитных полях
186
5-1
Рисунок 5.17. АМС «Марс-1»
и метеорных потоках. Радиосвязь поддерживалась до расстояния 106 млн км, что для того времени было большим достижением.
Таким образом, впервые была проложена межпланетная трасса к Марсу. На рисунке 5.17 представлен общий вид АМС «Марс-1».
Станция содержала два герметичных отсека: орбитальный с бортовой аппаратурой, обеспечивающей работу станции во время полёта к Марсу, и планетный с научными приборами, предназначенными для исследования планеты с близкого расстояния. К орбитальному отсеку прикреплены: корректирующая двигательная установка с жидкостным ракетным двигателем, две панели солнечных батарей, два полусферических радиатора системы терморегулирования и антенны.
Станция имела массу 893,5 кг, длину 3,3 м, ширину 4 м (с учетом СБ и радиаторов). Диаметр орбитального отсека - 1,1 м.
Полёт АМС «Марс-1» дал первые данные о физических свойствах КП между орбитами Земли и Марса, об интенсивности излучения в космосе, напряженности магнитных полей Земли и межпланетной среды, о потоках ионизованного газа, идущего от Солнца, и о распределении метеорного вещества (станция пересекла два метеорных потока).
Как известно, 1971 год был годом великого противостояния Марса. 10 августа 1971 года расстояние между ним и Землей было наименьшим - 56,2 млн км. Это являлось благоприятным, с точки зрения энергетических затрат, условием для запусков к Марсу АМС. Поэтому в нашей стране был подготовлен запуск АМС нового поколения «Марс-2» и «Марс-3».
АМС «Марс-2» и «Марс-3»
АМС «Марс-2» и «Марс-3», разработанные уже в НПО им. С.А. Лавочкина (Шесть лет и вся жизнь конструктора ГН. Бабакина, 2004; Космический полет..., 2010), были запущены к Марсу 19 и 28 мая 1971 года PH «Протон-К» с разгонным блоком 11С824 (блок «Д»). Преодолев расстояние в 470 млн км, АМС «Марс-2» 27 ноября 1971 г. вышла на орбиту искусственного спутника Марса (ИСМ), Теперь АМС состояла из орбитальной станции, становившейся ИСМ, и спускаемого аппарата (СА) с автоматической марсианской станцией в форме посадочного аппарата (ПА). Масса при запуске: АМС, ИСМ и СА: 4625, 3625 и 1000 кг соответственно, ПА после мягкой посадки - 355 кг.
Основные части орбитальной станции поименованы на рисунке 5.18.
187
5-1
1 - антенна научной аппаратуры; 2 - параболическая остронаправленная антенна;
3 - СА; 4 - малонаправленные антенны; 5 - радиаторы системы терморегулирования;
6 - панель СБ; 7 - блок топливных баков; 8 - звездный датчик; 9 - земной датчик;
10 - корректирующая тормозная двигательная установка (КТДУ); 11 - приборный отсек.
Рисунок 5.18. Конструкция и состав АМС «Марс-2» и «Марс-3»
На орбитальном блоке впервые на отечественных АМС была установлена бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ). Компьютер предназначался для управления служебнымй и научными системами орбитального блока (ОБ) и для проведения расчетов перед входом СА в атмосферу Марса.
С борта ОБ, выведенного на орбиту вокруг Марса, планировалось провести изучение состава и характеристик атмосферы планеты, ее поверхности, определить распределение температуры по поверхности Марса. Для получения крупно- и мелкомасштабных изображений поверхности Марса на АМС были установлены длинно-и короткофокусная фототелевизионные установки (ФТУ).
16
1 - тормозной конус (аэродинамический лобовой экран); 2 - антенна радиовысотомера;
3	- приборно-парашютный контейнер;
4	- антенна связи с ИСМ;
5	- двигатель ввода вытяжного парашюта;
6	- соединительная рама;
7	- твердотопливный двигатель увода (ТДУ) СА от ОБ; 8 - основной парашют;
9	- двигатель закрутки;
10	- контейнер с научной аппаратурой;
11	- ПА;
12	- азотный баллон системы управления;
13	- системы автоматического управления;
14	- двигатель увода парашюта;
15	- двигательная установка мягкой посадки (ДМП); 16 - азотный баллон системы управления: 17 - приборы системы автоматического управления.
Рисунок 5.19. Конструкция СА АМС «Марс-2»
и «Марс-3»
188
5-1
1 - высотомер системы управления; 2 - амортизация нижней части корпуса ПА;
3 блоки телеметрии; 4 - автоматика радиокомплекса; 5 - антенны радиокомплекса;
6 - антенно-фидерное устройство (АФУ) радиокомплекса; 7 - блоки радиокомплекса;
8-блоки научной аппаратуры; 9 - телефотомеры; 10 - замок лепестков вертикализации;
11 - механизмы выноса научной аппаратуры; 12 - датчики научной аппаратуры;
13-теплоизоляция ПА; 14- ЭВТИ верхней части корпуса;
15-пироцилиндры системы вертикализации; 16-лепестки системы вертикализации;
17- вытеснительный мешок; 18 - амортизационный защитный кожух;
19-верхняя отделяемая часть амортизационной защиты корпуса;
20-детонационный заряд отделения частей амортизационной защиты;
21 - автоматическая система управления; 22 - блок питания;
23- приемник воздушного давления.
Рисунок 5.20. ПА (марсианская станция) АМС «Марс-2» и «Марс-3»
В ходе выполнения миссии планировалось решить три задачи: ввести в атмосферу Марса СА, осуществить мягкую посадку на его поверхность ПА, вывести на орбиту ИСМ орбитальный аппарат для использования в качестве ретранслятора на Землю получаемой на борт информации.
На рисунке 5.19 приведена конструкция спускаемого в атмосферу Марса аппарата.
СА имел в своем составе: автоматическую марсианскую станцию (ПА); ТДУ (он же и тормозной) для перевода СА с пролетной траектории (вслед за ОБ) на траекторию, направляющую СА в атмосферу; лобовой аэродинамический экран (ЛАЭ) с теплозащитой (120-градусный конус с диаметром основания 3,2 м); парашютную систему; амортизационную систему; твердотопливный двигатель мягкой посадки (ДМП).
На рисунке 5.20 представлена конструкция автоматической марсианской станции, т.е. ПА, установленной в сминаемую при ударе о грунт амортизационную систему.
На ПА были установлены телефотометр для передачи панорамы места посадки, комплекс научных приборов - для измерения температуры и давления атмосферы планеты, скорости ветра, изучения химического состава атмосферы, химических и физико-механических характеристик грунта Марса.
189
5-1
Порядок экспедиции должен был выполняться по следующей схеме.
При подлете к Марсу спускаемый аппарат получал целеуказания от БЦВМ ОБ. Затем СА отделялся от орбитального блока и запускался его ТДУ, который обеспечивал перевод СА на траекторию попадания в атмосферу под необходимым углом входа.
После этого СА разворачивался для входа в атмосферу вперед ЛАЭ и ТДУ проводил закрутку СА. После появления при торможении в атмосфере перегрузки заданной величины закрутка СА останавливалась, ТДУ отделялся и оба объекта достигали поверхности планеты.
После этапа аэродинамического торможения по сигналу датчика перегрузки вводилась в действие парашютная система и отделялся ЛАЭ.
По сигналу радиовысотомера запускался ДМП, подвешенный на стропах основного парашюта. По сигналу акселерометра парашют с продолжающим работать ДМП должен был отделиться, обеспечивая его увод от посадочного аппарата для исключения накрытия станции. Пенопластовая система амортизации ПА была рассчитана на демпфирование перегрузки на его приборы до 200 g при ударе о поверхность планеты. После посадки должен был производиться сброс верхней и нижней частей системы амортизации и теплозащитного кожуха ПА и выполняться вертикализация. т.е. установка ПА с помощью пружинного раскрытия четырех лепестков в правильное, антенной вверх, положение.
Работу марсианская посадочная станция должна была начать с передачи телепанорамы места посадки. В промежутках между кадрами панорамы должна была передаваться телеметрическая информация (ТМИ) о других параметрах.
Однако выполнить полностью программу этих маневров не удалось.
Перед отделением СА бортовая ЭЦВМ из-за программной ошибки сработала неправильно. В результате этого в СА были введены ошибочные уставки, предопределившие нерасчетную ориентацию станции перед отделением СА. Через 15 минут после отделения на СА включилась ТДУ, которая все-таки обеспечила перевод СА на траекторию попадания на Марс. Однако угол входа в атмосферу оказался больше расчетного. В результате СА слишком круто вошел в марсианскую атмосферу, из-за чего не успел затормозиться на этапе аэродинамического спуска. Парашютная система в таких условиях спуска оказалась неэффективной, и СА, пройдя сквозь атмосферу планеты, разбился о поверхность Марса в районе Долины Нанеди в Земле Ксанфа. впервые в истории достигнув поверхности Марса.
Таким образом, СА АМС «Марс-2» стал первым посланцем землян на этой планете.
Отклонения от расчетных значений траектории движения СА вызваны недостаточным тестированием математического обеспечения бортового компьютера. АМС «Марс-2» шел точно по расчетной траектории, и третья коррекция не требовалась. Однако поведение станции в этом случае не была проверено на стенде системы управления.
Орбитальная станция АМС «Марс-2» после отделения СА выполнила торможение и вышла на орбиту ИСМ с параметрами 24940x1380 км и периодом обращения около 18 часов.
Что касается АМС «Марс-3», то её полёт к Марсу продолжался более 6 месяцев. До момента сближения с Марсом полёт проходил по программе. Прилёт станции к планете совпал с большой пылевой бурей.
190
5-1
Спускаемый аппарат «Марса-3» совершил первую в мире мягкую посадку на поверхность планеты 2 декабря 1971 года. Отделение СА произошло, когда АМС подлетала к планете, до торможения орбитальной станции и перехода её на орбиту спутника Марса. Через 15 минут после отделения сработал ТДУ перевода СА с пролётной траектории на траекторию встречи с Марсом, и СА направился в расчётную точку входа в атмосферу. Затем система управления развернула СА ЛАЭ вперёд по направлению движения. Для поддержания СА в такой ориентации в полёте была осуществлена гироскопическая стабилизация.
Полёт от разделения до входа в атмосферу продолжался около 4,5 часов. СА вошёл в атмосферу под углом, близким к расчётному, со скоростью около 5,8 км/с. В конце участка аэродинамического торможения ещё на небольшой сверхзвуковой скорости полёта был введен вытяжной парашют, а затем и основной.
Когда СА затормозился до околозвуковой скорости, ЛАЭ был сброшен и открылись антенны радиовысотомера системы мягкой посадки. За время спуска на парашюте в течение нескольких минут скорость движения снизилась примерно до 60 м/с. На высоте 20-30 м по команде радиовысотомера был включён ДМП, уведен парашют, выключен ДМП, и СА опустился на поверхность. В момент посадки пенопластовое покрытие защитило станцию от ударной нагрузки. Посадка была осуществлена между областями Электрида и Фаэтонтия на плоском дне крупного кратера Птолемей.
Орбитальная станция после отделения СА выполнила торможение и вышла на нерасчётную орбиту ИСМ с периодом обращения чуть больше 12 суток вместо планируемого периода обращения 25 часов.
Передача данных с ПА на борт АМС «Марс-3» началась через 1,5 мин после его посадки, но прекратилась через 14,5 секунд.
Разработчики фототелевизионной установки использовали неправильную модель Марса, из-за чего были выбраны неверные выдержки. Снимки получились пересвет-лёнными, практически полностью непригодными. После нескольких серий снимков (в каждой по 12 кадров) ФТУ уже не использовалась.
На рисунке 5.21 показана автоматическая марсианская станция (ПА) АМС «Марс-3» в рабочем положении и изображение поверхности Марса, переданное ею за 14,5 секунды.
Рисунок 5.21. Автоматическая марсианская станция АМС «Марс-3» и изображение поверхности Марса
191
5-1
ИСМ АМС «Марс-3» свыше 8 месяцев осуществлял комплексную программ) исследования Марса. За это время станция совершила 362 оборота вокруг планеты, продолжая исследования до исчерпания азота в системе ориентации и стабилизации.
С орбиты удалось исследовать тепловое излучение грунта, по которому определялась его структура, не только в инфракрасном, но и в радиодиапазоне. Были получены фотометрические профили Марса глобального характера во многих спектральных диапазонах, определено содержание воды в атмосфере по методике измерения в той области спектра, где доминирует отраженное солнечное излучение, а не тепловое. Удалось установить, что интенсивность полосы почти не зависит от вертикального распределения температуры. Однако из-за плохого качества телеметрии того времени почти все научные данные спутника потеряны {Мороз В.И. и др., 2002).
АМС «Марс-4, -5, -6 и -7»
Эти четыре АМС являлись инструментом единой комплексной экспедиции по одновременному исследованию Марса -как дистанционному (с орбит ИСМ), так и контактному, при нахождении ПА на поверхности планеты.
Для этого 21 и 25 июля 1973 года к Марсу были отправлены станции «Марс-4» и «Марс-5» с целью расположить их на орбитах ИСМ. Вслед за ними 5 и 9 августа этого же года были посланы АМС «Марс-6» и «Марс-7» с заданием посадить на поверхность планеты две автономные марсианские станции.
Все эти АМС по основной конструкции перелетного модуля были идентичны конструкции АМС «Марс-2 и -3». Отличие состояло лишь в комплектации для выполнения основной целевой задачи и в оснащении научными приборами.
Первой с научными приборами общей массой 117,8 кг в околомарсовом КП 10 февраля 1974 г. появилась АМС «Марс-4». Не испытав из-за отказа двух каналов БЦВМ от ТДУ соответствующего импульса, станция пролетела на высоте 1844 км над поверхностью Марса и, успев передать на Землю сделанные телефотометром с высоты 1900-2100 км 14 снимков и две панорамы, затерялась в космосе.
Второй к Марсу через два дня подошла АМС «Марс-5». Получив нужный тормозной импульс, станция вышла на эллиптическую орбиту ИСМ с параметрами 32586x1760 км и с планируемым периодом обращения 24 часа 52 минуты 24 секунд. Однако на Землю поступила информация о медленном падении давления газа в герметичном отсеке. Рассчитав по передаваемому с борта ИСМ темпу расхода газа момент достижения в отсеке критического значения давления, газодинамики НПО дали точный прогноз на возможный срок работы станции на орбите - две недели. Все это время станция передавала снимки поверхности Марса (Базилевский А.Т., 2012). Связь прервалась 28 февраля 1974 года.
В СА и ПА АМС «Марс-6» была установлена аппаратура для измерения температуры и давления атмосферы, масс-спектрометрического определения химического состава атмосферы, измерения скорости ветра, определения химического состава и физико-механических свойств поверхностного слоя, а также для получения панорамы с помощью телевизионных камер.
В полете АМС «Марс-6 и -7», предназначенных для доставки СА, полностью повторена схема отделения и десантирования СА на марсианскую поверхность, которая была разработана для предшествующей экспедиции. Важнейший этап экспедиции - посадка на марсианскую поверхность - осуществлялся тем же образом.
192
5-1
Вход СА в атмосферу происходил в заданном диапазоне углов входа, со скоростью около 6 км/с. На участке пассивного аэродинамического торможения устойчивость СА обеспечивалась его внешней формой и центровкой.
Орбитальный (пролетный) аппарат после отделения СА и при последующем сближении с Марсом - в этом заключалось отличие от схемы полета АМС «Марс-2 и -3» -с помощью гироплатформы разворачивался таким образом, что антенны метрового диапазона были повернуты для приема сигнала от СА, а остронаправленная антенна - в сторону для передачи информации на Землю. После завершения работы с автоматической марсианской станцией на поверхности Марса аппарат продолжал полет по гелиоцентрической орбите.
Через 15 минут после отделения СА сработал его тормозной двигатель, а спустя 3,5 часа СА вошёл в атмосферу Марса со скоростью 5,6 км/с и углом входа 11,7°. Во время аэродинамического торможения через 2,5 минуты, при достижении скорости 600 м/с, была введена в действие парашютная система. На этапе парашютного спуска на высотах от 20 км до поверхности и ниже проводились измерения температуры и давления, а также определялся химический состав атмосферы. В течение 150 секунд результаты передавались на пролётный аппарат, но полезная информация была выделена только из сигнала от радиокомплекса СА.
Весь участок спуска от входа в атмосферу до снижения на парашюте продолжался 5,2 минуты. Во время спуска была получена информация о перегрузках, изменении температуры и давления. Непосредственно перед посадкой связь с СА была потеряна. Последняя полученная с него телеметрия подтвердила выдачу команды на включение ДМП. Новое появление сигнала ожидалось через 143 с после пропадания, но этого не произошло.
Район посадки ПА АМС «Марс-6» был выбран в низменной части Эритрейского моря в Южном полушарии Марса. Падение ПА произошло в Долине Самара на границе Жемчужной Земли и Земли Ноя.
Однозначно причину неудачного завершения работы с ПА определить не удалось. Наиболее вероятные версии: аппарат разбился, в том числе по причине отказа радиокомплекса, хотя скорость спуска и работа ДМП соответствовали расчетным; к аварийной ситуации могло привести превышение амплитуды колебаний аппарата под действием марсианской бури в момент включения ДМП.
Тем не менее, были получены объективные газодинамические данные об атмосфере Марса и её химическом составе.
Решающее негативное влияние на исход программы полета АМС «Марс-7» оказали также неправильно рассчитанные установки на разворот станции перед отделением СА. По этой причине СА по пролётной траектории прошел в 1400 км от поверхности Марса и ушёл в просторы космоса. Целевая задача АМС «Марс-7» также не была выполнена, хотя, совершая автономный полет, СА ещё какое-то время сохранял работоспособность и передавал информацию на пролетный аппарат, с которым связь поддерживалась до 25 марта 1974 года.
На рисунке 5.22 представлены фотографии пролетных аппаратов АМС «Марс-4» и «Марс-5» и СА, устанавливаемого на борт АМС «Марс-6» и «Марс-7».
Разработки следующих АМС для исследования Марса и его спутников проводились в течение 1976-1982 гг. Но работы заканчивались в НПО им. Лавочкина выпуском только конструкторской документации и чертежей общего вида. Основное внимание уделялось проектам по доставке образцов марсианского грунта на Землю.
193
5-1
Рисунок 5.22. Общий вид АМС «Марс-4, -5» и СА «Марс-6, -7»
Один из первых таких проектов Марс-5 НМ предусматривал использование для запуска сверхтяжелой ракеты-носителя «Н-1», которая разрабатывалась для пилотируемой лунной программы. Эта работа проводилась в начале 1970-х годов. Из-за проблем с PH «Н-1» работы по Марс-5НМ были прекращены. Все дальнейшие проекты предусматривали использование ракеты-носителя «Протон».
Была проведена разработка проекта Марс-79 (Марс-5М) для доставки грунта с Марса. Работы по проекту дошли до стадии изготовления материальной части и проведения испытаний. Но проект АМС, орбитальный и посадочный модули которой должны были запускаться раздельно на PH «Протон» и стыковаться у Земли для отлёта к Марсу, не был реализован на основании проведенных оценок его низкой надежности.
В результате проб и поисков к 1988 году были подготовлены к запуску две идентичные АМС «Фобос-1 и -2», предназначенные для исследования Марса и его спутника Фобоса.
АМС «Фобос-1» и «Фобос-2»
Запущены 7 и 12 июля 1988 года. На рисунке 5.23 показан вид этих АМС без внешней теплоизоляции и с укрытой ЭВТИ внешней поверхностью.
Для запуска обеих станций была использована PH «Протон-К» с новым разгонным блоком «Д-2», который первым включением выводил АМС на орбиту ИСЗ, а вторым до полной выработки топлива и включением автономной двигательной установки самой станции - на траекторию полета к Марсу.
Масса каждой из АМС «Фобос-1» и «Фобос-2» составляла около 2600 кг, при этом на всю научную аппаратуру приходилось 370 кг {Сагдеев Р.З., 1988).
На рисунке 5.24 представлен элементный состав АМС «Фобос-1 и -2».
29 августа 1988 г. была допущена ошибка в программе, переданной на борт станции «Фобос-1» для бортового компьютера. Была выдана команда на выключение пневмосистемы ориентации и стабилизации вместо команды на включение гамма-спектрометра, нарушена ориентация КА на Солнце, произошел разряд бортовых буферных батарей. В результате 2 сентября станция «Фобос-1» на связь не вышла. Попытки установить с аппаратом связь, предпринятые в течение сентября-октября, успеха не имели. Расчетная дата выхода «Фобоса-1» на орбиту ИСМ была 23 января 1989 г.
194
5-1
Рисунок 5.23. Общий вид АМС «Фобос-1 и -2»
1 - автономная ДУ; 2 -основной двигатель:
3-топливные баки диаметром 1,02 м; 4 - топливные баки диаметром 0,8 м;
5-тороидальный приборный отсек; 6 - цилиндрический приборный отсек;
7 - двигатели малой тяги; 8 -топливные баки ОА (4 шт.);
9-радиаторы системы терморегулирования (2 шт.);
10-остронаправленная антенна;
11 - панели солнечной батареи (2 шт.);
12-долгоживущая автономная станция;
13-подвижной посадочный зонд.
Рисунок 5.24. Основные элементы конструкции АМС «Фобос-1 и -2»
195
5-1
Вторая АМС, «Фобос-2» была запущена 12.07.88. Для доставки на Фобос на ней были установлены две посадочные станции - «долгоживущая» (ДАС) и мобильная («прыгающая»).
21 июля 1988 г. и 23 января 1989 г. были проведены коррекции траектории полета АМС. За время полета на аппарате произошел ряд серьезных отказов. 1 ноября 1988 г. на АМС «Фобос-2» вышел из строя один из двух передатчиков сантиметрового диапазона. В дальнейшем связь велась только через второй передатчик. В ходе полета наблюдались сбои в работе бортового компьютера. 29 января 1989 г. на станции была включена автономная двигательная установка, и аппарат перешел на орбиту ИСМ с параметрами 81214x819 км и периодом обращения 77 часов.
Для перевода станции на орбиту, близкую к орбите Фобоса, были проведены две коррекции орбиты ИСМ. 12 февраля перевод на орбиту ИСМ с параметрами 81200x6400 с периодом обращения 86,5 час; 18 февраля 1989 г. был выполнен переход на орбиту наблюдения № 1 с параметрами высотой 6 280 км и периодом обращения 8 час (на 300 км выше орбиты Фобоса);
После этого прошло отделение автономной ДУ от орбитального аппарата. 7, 15 и 21 марта 1989 г. с помощью двигательной установки орбитального аппарата были выполнены маневры синхронизации движения АМС и Фобоса, а на орбите ИСМ проведены наблюдения Марса. Выполнялась телесъемка Фобоса: с расстояния 860, 320 и 191 км.
Сближение с Фобосом и сброс посадочных станций были запланированы на 4-5 апреля 1989 г. Однако 27 марта станция на связь не вышла. Принимался слабый сигнал в сантиметровом диапазоне волн, однако выделить из него ТМИ не удалось. По характеру сигнала можно было только определить, что аппарат не стабилизирован и вращается. Дальнейшие попытки связаться со станцией успехом не увенчались.
Наиболее вероятная причина отказа - одновременное «зависание» двух каналов бортового компьютера и, как следствие, потеря ориентации и закрутка аппарата (Там-кович Г.М., 1989).
На базе АМС «Фобос» в начале 90-х в НПО им. С.А. Лавочкина велись работы по проектированию АМС экспедиции «Марс-96».
АМС «Марс-96»
В этой экспедиции предполагалось вывести на орбиту ИСМ орбитальный блок АМС, на котором располагалось 25 научных приборов, посадить на поверхность Марса по два исследовательских зонда: малые автономные станции и пенетраторы (ударные проникающие зонды).
На рисунке 5.25 представлены виды АМС и пенетраторов (конструкция и модели в испытаниях).
Малые станции (рисунок 5.26) по конструкции близки к посадочным аппаратам АМС «Марс-6 и -7» и имеют в составе научной аппаратуры: панорамную камеру, масс-, альфа- и лазерный спектрометры, спектрофотометр, магнитометр, микротонометр, сейсмометр, метеорологические датчики.
Отделяемая часть каждого пенетратора с лабораторией предназначалась для исследования грунта на глубине 6 м, а оставшаяся на поверхности - для научных исследований окружающей среды и передачи ТМИ на ИСМ. На каждом пенетраторе размещалось по 10 научных приборов. Отличием спускаемого аппарата-зонда пенетратора от СА «Марс-6 и -7» было то, что вместо лобового АЭ для аэродинамического торможения до самого момента внедрения в грунт использовалось надувное тормоз-
196
5-1
1-оболочка надувного тормозного устройства (НТУ); 2 -пороховые двигатели увода;
3-крышка отсека с НТУ; 4 - коническая часть;
5 - неотделяемая центральная часть пенетратора; 6 - носовая отделяемая часть пенетратора.
Рисунок 5.25. АМС «Марс-96» и исследовательский зонд пенетратор
ное устройство (НТУ), закрепленное в хвостовой части пенетратора и раскрываемое перед входом в атмосферу. Пенетратор массой около ПО кг был спроектирован на проникновение в грунт с начальной скоростью ~80 м/с. Основное аэродинамическое торможение обеспечивал первый каскад НТУ в форме конуса с гибкой тепловой защитой с диаметром основания 2,3 м, а посадочную скорость - второй каскад конуса диаметром 3,8 м, раскрываемый на дозвуковой скорости. Масса НТУ - 29 кг (Финчен-коВ.С. 2004; Финченко В.С. и др., 2015).
Малые станции начальной массой 86 кг с коническим ЛАЭ диаметром 1,4 м и теплозащитным покрытием из материала ТТП-02 имели посадочную скорость 20 м/с при массе 31 кг с полезной нагрузкой 11,5 кг.
Запуск АМС «Марс-96» осуществлялся 16 ноября 1996 г. PH «Протон-К» с помощью одного включения разгонного блока (РБ) «Д-Ф». Вместе с блоком АМС был выведен на околоземную орбиту ИСЗ высотой 170 км. Перевод АМС на траекторию перелета к Марсу был запланирован на первом витке околоземной орбиты с помощью второго включения РБ PH и автономной двигательной установки АМС. Предполагалось, что АМС достигнет Марса 12 сентября 1997 г., после 300-суточного полета, и пробудет на орбите ИСМ 2 года. За 3-5 дней до прибытия от аппарата должны были отделиться малые автономные станции и пенетраторы. Орбитальный аппарат и пене-траторы были рассчитаны на 2 года работы, автономные станции - на 1 год.
Однако из-за сбоя в работе РБ (на первой секунде второго включения) станцию не удалось вывести на отлётную траекторию, и она разрушилась при входе в атмосферу Земли через 5 часов после запуска. Достоверную причину сбоя РБ выяснить неудалось, поскольку событие произошло вне зоны радиосвязи.
197
5-1
Рисунок 5.26. Малая станция АМС «Марс-96»
При конструировании АМС были использованы наработки по станциям «Фобос-1 и -2», при этом были учтены все недочёты, не позволившие этим АМС полностью выполнить свои программы.
АМС «Марс-96» была самым тяжёлым межпланетным аппаратом из когда-либо запущенных в нашей стране КА. Масса её на старте составляла 6825 кг, из них 550 кг приходилось на научную аппаратуру, в том числе и зарубежную.
АМС «Фобос-Грунт»
Это первая российская АМС, созданная в негерметичном исполнении с использованием опыта, полученного в НПО им. С.А. Лавочкина при проектировании КА «Электро-Л», «Спектр-Р», «Спектр-РГ», «Спектр-УФ» и др. Станция предназначалась для доставки образцов грунта Фобоса на Землю, определения физико-химических характеристик грунта Фобоса, исследования происхождения спутников Марса, процессов взаимодействия его атмосферы и поверхности, взаимодействия малых тел Солнечной системы с солнечным ветром и др. исследований {Маров М.Я., 2011, Зеленый и др., 2011). Вместе с АМС «Фобос-Грунт» маршевая двигательная установка должна была доставить на орбиту Марса китайский микроспутник «Инхо-1».
АМС была запущена 9 ноября 2011 г. на эллиптическую орбиту, близкую к расчётной, имеющей перигей 207, апогей 347 км и наклонение 51,4°. Через 2,5 часа полёта (1,7 витка орбиты) предполагалось перевести АМС на эллиптическую орбиту 250x4150...4170 км, с периодом обращения 2,2 часа. Спустя ещё 2,3 часа ожидалось выведение АМС на межпланетную траекторию Земля-Марс {Симонов А.В., Морской И.М. и др., 2011).
198
5-1
головной обтекатель
возвращаемый аппарат
ТО1 мозная ДУ
маршевая ДУ
космическим аппарат
переходной отсек
средненаправленная антенна
перелётный модуль
двигатели ориентации и стабилизации
спускаемый аппарат
________ батарея
фотопреобразователей
БИБ
приборы БВК звёздный датчик
двигатели ориентации
и стабилизации
Рисунок 5.27. Структурные части АМС «Фобос-Грунт» и комплектация
остронаправленная антенна
________баки ДУ ГМ
малонаправленные антенны
солнечный датчик
199
5-1
4	3	2	8	1
1- корпус; 2 - теплозащитное покрытие;
3 - амортизация; 4 - стеклосоты;
5 - контейнер; 6 - контейнер для грунта;
7 - капсула с биоматериалом (3 шт.);
8 - Фобос-капсула Life.
Рисунок 5.28. Конструкция СА АМС «Фобос-Грунт»
Однако в результате нештатной ситуации, когда не произошло расчётного срабатывания маршевой двигательной установки (МДУ) перелётного модуля, станция не смогла покинуть окрестности Земли, оставшись на низкой околоземной орбите. 15 января АМС, снижаясь, сгорела в плотных слоях земной атмосферы, а несгоревшие её фрагменты погрузились в воды Тихого океана.
Опять мы наступили на те же грабли, что и при запуске АМС «Марс-96»: оба включения МДУ были запланированы над Южной Америкой, вне зоны видимости российских наземных измерительных пунктов.
АМС «Фобос-Грунт» стартовой массой ~13 200 кг состоит из МДУ, обеспечивающей выход на траекторию полёта к Марсу и торможение на орбите вокруг Марса, перелетного модуля (ПМ) сухой массой 590 кг и возвратного аппарата (ВА) с ракетой общей массой 215 кг. Центральным элементом, или каркасом, аппарата является восьмигранная призматическая конструкция ПМ. На гранях призмы размещается бортовая служебная и научная аппаратура. Электропитание комплекса осуществляется от двух прикреплённых к ПМ панелей солнечных батарей. {Мартынов М.Б., 2011).
На рисунке 5.27 АМС «Фобос-Грунт» приведен под головным обтекателем PH 1. В сборке 2, выделены перелетный модуль 3 и возвращаемый аппарат-ракета 4 со спускаемым аппаратом.
Спускаемый в атмосфере Земли аппарат АМС «Фобос-Грунт» (рисунок 5.28). доставляющий на земную поверхность капсулу с образцами грунта Фобоса, три капсулы с биоматериалом и капсулу Life (жизнь) {Хамидуллина Н.М., 2011), имеет форму 90-градусного конуса с диаметром основания 0,45 м. Такая форма статически и динамически устойчива во всем диапазоне гипер-, сверх- и дозвуковых скоростей полета и обеспечивает приземление с перегрузкой не более 500 g. Для надежного
200
5-1
Рисунок 5.29. Схема автономного полёта СА АМС «Фобос-Грунт» без использования парашюта
сохранения капсул носовая часть конуса заполнена сминаемым материалом изолан. На наружной поверхности конуса нанесено теплозащитное покрытие (Алексаш-кин С.Н. и др., 2011).
Задача экспедиции: выйти на орбиту ИСМ, перейти на несколько месяцев на низкую орбиту наблюдений и исследований. Затем перелетный модуль должен был выйти на квазисинхронную орбиту у Фобоса и после выбора подходящего места для посадки затормозиться и опуститься на его поверхность (рисунок 5.29). Далее изучаются окрестности, забирается грунт и загружается в капсулу возвращаемого аппарата (ВА) с ракетой, которая стартует с Фобоса и ожидает стартового окна на орбите ИСМ. Полёт ВА к Земле занимает около года. По возвращении к Земле СА, несущий капсулу с образцами, совершает вход со скоростью около 11,3 км/с в атмосферу Земли и посадку без парашюта со скоростью около 30 м/с на полигоне Сары-Шаган в Казахстане. Перелётный модуль должен был остаться на поверхности Фобоса и продолжать исследования.
В настоящее время прорабатывается вариант повторения попытки доставки на Землю образцов грунта с Фобоса на базе новейших методов построения баллистики полета и технологий создания конструкции АМС.
201
5-2
ЕЯсистемы обеспечения теплового
РЕЖИМА ОТЕЧЕСТВЕННЫХ АВТОМАТИЧЕСКИХ
МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ
Система обеспечения теплового режима - СОТР (система терморегулирования -СТР) наряду с другими системами космических аппаратов является одной из важнейших систем обеспечения жизнеспособности КА, влияющей на безаварийное их функционирование и, соответственно, на успешное выполнение целевой задачи каждым из созданных КА и АМС.
Особенностью СОТР в сравнении с другими системами АМС является то, что. кроме ее основных средств и агрегатов, в поддержании температурного режима аппарата участвует вся совокупность точек его конструкции. То есть коммуникациями СОТР, передающими тепло от элемента к элементу АМС одним из способов теплообмена - теплопередачей, излучением, теплоотдачей через газовую или жидкостную среду - служат все материальные точки станции. СОТР КА соответствует, можно сказать, кровеносной системе живого организма. Поэтому любое повреждение не только какого-либо из средств или агрегатов структуры СОТР, но и конструкции КА (вспомним появление микротрещины в корпусе АМС «Марс-5») неминуемо приведёт к изменению температурного состояния аппарата, а затем и к потере его.
5.2.1. Системы обеспечения теплового режима АМС для исследования Луны
Конструкции всех АМС для исследования Луны и их посадочных аппаратов на её поверхность были герметичного исполнения, когда основная часть научных приборов (НП) и оборудования служебных систем (СС) размещалась в герметичных контейнерах. Поэтому и СОТР этих аппаратов была построена по единому типу - теплообмен между тепловыделяющими приборами за счет вынужденной конвекции теплоносителя (газ, жидкость) и сброс избыточного тепла излучением в космос с открытых поверхностей контейнеров или специальных радиаторов-излучателей.
СОТР АМС «Луна-1 и -2»
В таком упрощенном стационарном варианте была построена СОТР у первых АМС «Луна-1» и «Луна-2». В сферическом контейнере были помещены все НП. а также аппаратура СС для радиоконтроля траектории движения PH (передатчик и блок приемника, работавшие вместе с наземными средствами, радиопередатчик и телеметрический блок с датчиками для передачи на Землю научных измерений, а также данных о температуре и давлении в контейнере). Там же размещались источники электропитания - серебряно-цинковые аккумуляторы и окисно-ртутные батареи. Контейнер был заполнен газом до давления 1,3 МПа, который приводился в движение вентилятором. Нагретый газ передавал тепло к внутренней поверхности стенки сферы, а её наружная стенка не укрытая ЭВТИ и обладающая соответствующими термооптическими свойствами (As и е), излучала тепло во внешнюю среду. Таким образом, температура в контейнере поддерживалась на уровне +20°С.
202
5-2
СОТР АМС «Луна-3»
Эта станция представляла собой уже более сложный агрегат. Она имела тонкостенный герметичный приборный отсек в виде короткого цилиндра с полусферическими днищами. СОТР этой АМС был несколько усложнен ввиду более динамичного изменения баллистики аппарата, требующего определенного регулируемого теплообмена с внешней средой. Для этого некоторый свободный от ЭВТИ участок наружной поверхности контейнера АМС имел возможность менять величину своей площади с помощью подвижных жалюзи. Подвижность их осуществлялась управляемым приводом СТР. На рисунке 5.30 приведены конструкция АМС «Луна-3» без внешней теплоизоляции и описание некоторых элементов её конструкции.
переворота	масс-спектрометр
батарея
Рисунок 5.30. Бортовое оборудование и системы АМС «Луна-3»
Жалюзи открывались по командам чувствительного элемента при превышении температуры газа внутри отсека значения +25°С (Минчин С.Н. Улубеков А.Т., 1972).
Хотя жалюзи и эффективны при регулировании лучистого теплообмена, однако их возможности ограниченны, опять-таки, радиационными характеристиками покрытий при данном поле внешних тепловых потоков. Кроме того, использование механических средств раскрытия жалюзи снижает надежность СОТР и АМС.
СОТР последующих АМС для облета Луны, для работы на орбите ИСЛ, для посадки на её поверхность, в том числе и АМС серии «Зонд», частично успешно выполнивших свою задачу или совсем не сработавших, имели такую же структуру, как и предыдущие. Отличие состояло лишь в использовании некоторых других средств: раскрывающихся и затеняющих шторок, обработки излучающих поверхностей, выбора покрытий с соответствующими характеристиками As и 8. Остановимся лишь на СОТР первых успешно совершивших посадку аппаратов на лунную поверхность: автоматической лунной станции (АЛС) АМС «Луна-9» и подвижной лаборатории «Луноход-1» АМС «Луна-17».
203
5-2
СОТР АЛС «Луна-9»
Автоматическая лунная станция (АЛС) (рисунок 5.31) представляла собой герме тичный контейнер в виде сферы диаметром 58 см и массой 100 кг. Контейнер бы.1 наполнен газом до давления 1,2 МПа, и в нем размещены приборы радиокомплскса метрового диапазона, угломерной системы дециметрового диапазона, телеметрической системы, программно-временное устройство (ПВУ), блоки автоматики и терморегулирования, химическая батарея и НП. На вершине АЛС с внешней стороны установлены оптико-механическая телекамера 5 и счетчики радиации. Верхняя полусфера АЛС на перелете закрыта четырьмя лепестками 1, которые раскрылись после посадки
1 лепестки; 2 - штыревая антенна;
3 - эталоны яркости; 4 - двугранные зеркала;
5 - оптико-механическая телекамера.
Рисунок 5.31. Автоматическая лунная станция «Луна-9»
В ходе перелета в составе АМС лунная станция со всех сторон была закрыта амортизаторами посадочного устройства из эластичного материала, которое выполнено в виде двух надувных баллонов-амортизаторов. Они смягчали удар АЛС о лунную поверхность при посадке, а после успокоения движения на поверхности баллоны разделялись и станция опускалась на поверхность с высоты около 30 см
204
5-2
Поскольку центр тяжести АЛС располагался ближе к основанию контейнера, станция после посадки приняла заданное положение на лунной поверхности (со сложенными лепестками 1 вверх). Четыре сложенных лепестка 1 в процессе успокоения АЛС на поверхности Луны полностью защитили штыревые антенны 2, эталоны яркости 3, три двугранных зеркала 4 и телевизионную камеру 5 от случайного повреждения и запыления.
Эталоны яркости 3, имевшие различную окраску с известными коэффициентами отражения, были предназначены для оценки альбедо лунных пород в районе посадки и определения направления лунной вертикали. Двугранные зеркала 4 позволяли передать стереоскопическое изображение шести узких участков лунной поверхности.
После посадки АЛС по команде от бортового ПВУ или часового механизма срабатывал пирозатвор открытия лепестков 1, и распрямлялись четыре штыревые приемные антенны 2. Четыре лепестка 1 с этого момента выполняли роль передающих антенн.
Высота АЛС на поверхности Луны со штыревыми антеннами составляла 112 см, а диаметр с раскрытыми лепестками - 160 см.
Основным научным прибором АЛС была оптико-механическая телевизионная камера 5 с цилиндрическим иллюминатором. Угол зрения телекамеры составлял 360° по горизонтали и 36° по вертикали, число строк по кадру - 6000, число элементов в строке - 500. Скорость передачи изображения - 1 строка в секунду. Передача одной телевизионной панорамы лунной поверхности длилась около 100 минут.
Температурный режим АЛС после посадки обеспечивался внешней теплоизоляцией и активной системой терморегулирования. Первая максимально изолировала станцию от внешних тепловых потоков, а вторая выполняла отвод выделяемого приборами тепла, снимаемого движущимся под напором вентилятора газом. Для обеспечения теплового режима камеры 5, выступающей за обводы корпуса станции, её наружная поверхность была позолочена, а на верхней её части установлен теплоизолирующий экран (Минчин С.Н., Уду беков А.Т., 1972).
Такая СОТР обеспечила возможность получить первую в мире панораму небесного тела непосредственно с его поверхности (рисунок 5.32).
Рисунок 5.32. Панорама лунной поверхности в месте посадки АЛС «Луна-9», переданная на Землю 6.02.1966 при высоте Солнца 42 градуса
На Машиностроительном заводе имени С.А. Лавочкина, куда в 1965 году из ОКБ-1 С.П. Королева были переданы все работы по созданию автоматических межпланетных и лунных станций, по результатам предыдущих полетов в конструкцию и логику работы АМС «Луна-9» были внесены следующие основные доработки и изменения:
-	усилена прочность оболочки амортизаторов;
-	наддув баллонов-амортизаторов начинался после включения корректирующей тормозной двигательной установки (КТДУ) на торможение.
Следующими АМС, СОТР которых заслуживают быть освещенными в этом разделе, являются посадочные на поверхность Луны станции «Луна-16, -20 и -24». Эти АМС обеспечили доставку на Землю образцов лунного грунта с разных глубин, отличающихся своей геологией. Все три АМС были идентичны по конструкции
205
5-2
СОТР АМС «Луна-16»
Этот тип АМС представлял собой новый сложный КА с высокой степенью автоматизации. На рисунке 5.33 приведена конструкция доставленного на поверхность Луны посадочного блока (ПБ) с взлетной ракетой (ВР) и возвращаемым аппаратом (ВА).
1 - возвращаемый аппарат; 2 - ленточное крепление возвращаемого аппарата;
3 - антенна на взлетной ступени; 4 - приборный отсек взлетной ступени;
5 - топливные баки взлетной ступени; 6 - телефотометр;
7 - приборный отсек посадочной ступени; 8 - штанга грунтозаборного устройства;
9 - грунтозаборное устройство; 10 - один основной и два управляющих ракетных двигателя посадочной ступени (в данном ракурсе рисунка не видны);
11 - посадочные стойки; 12 - тарельчатые опоры; 13 - топливные баки посадочной ступени;
14	- ракетные двигатели малой тяги для управления в полете;
15	- ракетный двигатель взлетной ступени (на рисунке закрыт приборным отсеком);
16	- малонаправленная антенна на посадочной ступени.
Рисунок 5.33. Посадочная ступень, взлетная ракета и возвращаемый на парашюте аппарат станций «Луна-16, -20 и -24»
206
5-2
Станция состояла из двух самостоятельных ракетных блоков - посадочной ступени (ПС) с грунтозаборным устройством (ГЗУ) 9 и взлетной ракеты для доставки ВА 1 с образцами грунта на Землю.
В состав ПС входили: КТДУ, приборные отсеки ступени 7 и ВР 4, амортизационные стойки 11 с тарельчатыми опорами 12, антенны 3 и 16, исполнительные органы системы стабилизации и ориентации 10 при полете и на заключительном участке посадки 14.
В приборных отсеках 7 и 4 размещены приборы систем управления, стабилизации, ориентации, приемопередающая аппаратура, ПВУ, химические аккумуляторные батареи, агрегаты СОТР, оборудование для измерения высоты и скорости при посадке ПН и телефотометры, передающие информации о выбираемом месте бурения.
Ракета «Луна-Земля» имеет ЖРД с баками для топлива, приборный отсек, четыре штыревые антенны 3. К приборному отсеку стяжными лентами 2 крепится ВА 1.
ВР представляет собой герметичный металлический шар диаметром 50 см со слоем теплозащитного покрытия (ТЗП) на наружной поверхности, имеющего максимальную толщину в передней критической точке 15 мм. Внутри шара три отсека: приборный, парашютный и цилиндрическая капсула для образцов грунта.
АМС «Луна-16» была выведена на промежуточную орбиту ИСЗ. Затем 12 сентября 1970 г. стартовала с неё к Луне и мягко прилунилась 20 сентября с отклонением от расчетной точки всего лишь на 1,5 км. Уже 21 сентября ракета стартовала к Земле. При подлете к Земле из Центра дальней космической связи в Крыму 24 сентября в 4 ч 50 мин с помощью пиротехнических средств ВА массой 37,2 кг был отделен отВР. В 8 ч 10 мин начался вход его в атмосферу Земли со скоростью около 10,95 км/с и углом входа 60,64°, а через 16 минут ВА приземлился на парашюте в заданном районе (Минчин С.Н., Улубеков А.Т., 1972).
Во время аэродинамического торможения ВА (коэффициент сопротивления Сч~0.92) аппарат испытал перегрузку в 350 единиц и воздействие заторможенного заударной волной газа до температуры около 10000 К. Парашют был раскрыт, когда скорость снизилась до 300 м/с (высота - 14,5 км), и засечен поисковой группой в 8 ч 14 мин.
Температурный режим в отсеках ВА был обеспечен нанесением на поверхность шара ТЗП следующей 2-слойной структуры:
-	сотовая конструкция толщиной 15 мм на обшивке ВА из сплава МА2-1 толщиной 6=3 мм;
-	асботекстолит марки АТ-1П с плотностью р=1400 кг/м3 толщиной 15 мм в качестве внешнего слоя, нанесенного на соты.
В силу краткосрочного пребывания АМС на Луне, практически при неизменных внешних условиях, СОТР обоих отсеков станции была выполнена по простейшей, уже описанной выше, схеме: выравнивание температуры газа в отсеках путем конвективного съема тепла с приборов и сброс в космос избытка тепла излучением с открытых участков наружной поверхности отсеков.
Более сложной была СОТР у передвижных лабораторий «Луноход-1» и «Луноход-2» {Передвижная лаборатория на Луне,которые работали на Луне в очень суровых климатических условиях: температура лунной поверхности около +130°С лунным днем, когда Солнце находится в зените, и минус 150-170°С в течение лунной ночи.
207
5-2
СОТР передвижной по поверхности Луны лаборатории «Луноход-1»
АМС «Луна-17»
«Луноход-1» был доставлен на Луну станцией «Луна-17» 17 ноября 1970 года. Луноход представляет собой автоматическую подвижную лабораторию (ПдЛ) для перемещения по лунной поверхности и проведения комплекса научных исследований. Он состоит из самоходного восьмиколесного шасси (с блоком автоматики) и установленного на нем герметичного магниевого корпуса, в котором размещены радиокомплекс системы управления, терморегулирования и энергоснабжения. На внешней поверхности корпуса размещаются антенны, телефотометры и научное оборудование. Масса лунохода - 756 кг.
Радиокомплекс лунохода состоял из приемника, передатчика, двух телеметрических камер, выступающих из передней стенки корпуса лунохода, четырех телефотометров для передачи панорам лунной поверхности, остронаправленной передающей антенны, малонаправленной приемопередающей антенны, системы датчиков и блоков преобразования.
Энергоснабжение лунохода обеспечивалось аккумуляторными химическими батареями, которые периодически подзаряжались от солнечной батареи (СБ), автоматически отключающейся по достижении заданного напряжения на аккумуляторах. Элементы СБ были размещены на внутренней стороне крышки лунохода, которая в закрытом положении ложится на верхнюю часть его корпуса. В рабочем положении панель СБ может располагаться под разными углами, чтобы оптимально использовать энергию Солнца при его различной высоте над лунным горизонтом.
На рисунке 5.34 показан общий вид самоходного аппарата «Луноход-1» с открытой крышкой в период освещения Солнцем поверхности Луны и фотопреобразователей СБ.
Самоходное восьмиколесное шасси обладало высокой проходимостью и обеспечивало передвижение лунохода в условиях вакуума и большого перепада температур. Каждое из колес имело независимую подвеску, отдельный двигатель и отдельное управление. Девятое колесо служило для измерения пройденного пути.
Основными элементами СОТР являлись: теплоизоляция, радиатор-охладитель, нагревательное устройство и регулирующие агрегаты автоматики. Основным источником тепла для нагрева оборудования лунохода служил изотопный генератор энергии.
Наружная поверхность лунохода, кроме оптической части аппаратуры, антенн самоходного шасси и отдельных участков научных приборов, была защищена ЭВТИ. Радиатор-охладитель конструктивно был совмещен с верхней стенкой корпуса лунохода и имел эффективное оптическое покрытие, создающее благоприятные условия для успешной работы радиатора при любой высоте Солнца над лунным горизонтом.
Запуск АМС «Луна-17» состоялся 10 ноября 1970 года. Станция стартовала с промежуточной орбиты ИСЗ и вышла на траекторию, близкую к расчетной. Для обеспечения вывода АМС в заданный район лунного пространства 12 и 14 ноября были проведены коррекции траектории её движения. При подлете к Луне АМС путем реактивного торможения была переведена на круговую орбиту ИСЛ высотой 85 км.
Вскоре после посадки по командам с Земли для уменьшения угла схода лунохода с платформы посадочной ступени были отстрелены опорные стойки ПС, и она опустилась на грунт. Были развернуты складные трапы для схода самоходного аппарата «Луноход-1», и остронаправленная антенна установлена в строгое направление к Земле.
208
5-2
1 - магнитометр; 2 - малонаправленная антенна;
3-остронаправленная антенна; 4 - механизм наведения антенны;
5-солнечная батарея;
6-откидная крышка (закрыта во время передвижения и в период лунной ночи);
7-панорамные телефотокамеры горизонтального и вертикального обзора;
8-изотопный источник тепловой энергии с отражателем и девятое колесо для измерения пройденного пути (в задней части аппарата);
9 - грунтозаборное устройство (в сложенном положении);
10-штыревая антенна; 11 - мотор-колесо;
12-герметичный приборный отсек;
13-анализатор химического состава грунта «Рифма-М» (рентгеновский спектрометр)
в сложенном положении;
14-стереоскопическая пара телевизионных камер с блендами и крышками против пыли;
15-оптический уголковый отражатель;
16-телевизионная камера с блендой и крышкой против пыли.
Рисунок 5.34. Самоходная ПдЛ «Луноход-1» АМС «Луна-17»
Анализ на первых этапах проектирования АМС резко различающихся температурных условий нахождения лунохода на Луне дневных и ночных, показал, что обеспечение требуемого, относительно узкого, температурного диапазона для аппаратуры в приборном контейнере, с использованием только пассивных средств терморегулирования, как это было у предыдущих АМС, не представляется возможным.
Поэтому на обоих луноходах была применена комбинированная система терморегулирования, включающая активную СОТР для приборного контейнера (ПК) и элементы пассивного терморегулирования для конструкции и аппаратуры, установленной снаружи ПК.
209
5-2
Таким образом, СОТР ПК является двухконтурной газовой системой, имеющей контур охлаждения и контур нагрева. Охлаждение приборного контейнера происходило за счет излучения тепла в космическое пространство с помощью радиационного охладителя.
Подвод тепла к радиатору-охладителю (РО) от аппаратуры отсека осуществлялся с помощью газового теплоносителя, заполнявшего приборный герметичный контейнер. Таким образом, эффективность работы СОТР стала зависеть от технических и оптических характеристик РО и вентиляторной системы.
Как известно, холодопроизводительность РО зависит от оптических характеристик его излучающей поверхности, а также от поступающих на поверхность радиатора теплового потока солнечного излучения и лучистого теплового потока от поверхности Луны, которые определяются геометрической формой и ориентацией излучающей поверхности РО относительно поверхности Луны и направления на Солнце.
Тогда для тела, находящегося на поверхности Луны, можно записать уравнение теплового баланса в следующем виде:
Qs + бл.сов + бл.отр — бизл =0,	(5.1)
где Qs - тепловой поток солнечного излучения, поглощаемый поверхностью тела: бл.сов - тепловой поток собственного излучения Луны, поглощаемый поверхностью тела; бл.отр - тепловой поток отраженного от поверхности Луны солнечного излучения, поглощаемый поверхностью тела; бизл - тепловой поток, излучаемый поверхностью тела.
Тепловые потоки, входящие в выражение (5.1), могут быть определены по формулам:
Qs=As-Fm-Sq-	(5.2)
бл.соБ—отлТ'ф-/7- Гл;	(5.3)
бл.отр- (1— dyAs-yF-S^ 2MM = o-e<pF-r4,
(5.4)
(5.5)
где 50 - постоянная теплового излучения Солнца, равная для Луны -1400 Вт/м2: о - постоянная Стефана - Больцмана, равная 5.67-10-8 Вт/(м2К4); Лл. - поглощательная способность поверхности тела; 8 - степень черноты поверхности тела; а - альбедо поверхности Луны; 8Л - степень черноты поверхности Луны; F - площадь поверхности тела, м2; FM - площадь солнечного миделя тела, м2; Т - средняя равновесная температура поверхности тела, К; Гл - температура поверхности Луны, К ; (р - коэффициент облученности (угловой коэффициент) с поверхности тела на поверхность Луны.
Средняя равновесная температура тела, находящегося на поверхности Луны, после подстановки (5.2-5.5) в (5.1) определяется уравнением
4 4 -#-50 + о-£л-£-<р-Гл4+(1-а)-Лг(р-50
Т=\---------------------------------------
(5.6)
0-8
Из (5.6) видно, что для получения минимального значения равновесной температуры тела, находящегося на поверхности Луны, поверхность этого тела должна иметь малые величины As при высоких значениях 8.
210
5-2
Гр, °C
1 - полусфера; 2 - полуцилиндр; 3 - горизонтальная пластина;
4-вертикальная пластина (солнцем не освещается);
5-вертикальная пластина (солнцем освещается);
6-наклонная пластина под углом у=20° к горизонту.
Рисунок 5.35. Равновесная температура тел на поверхности Луны
Здесь следует оговориться, что в дальнейшем тексте иллюстрации и единицы измерений физических параметров представляются в том виде и системе (СГС), в каком они оформлялись в документах времени, в котором и создавались описываемые АМС, что в некоторой степени передает возможности, умение, колорит и дух энтузиазма создателей этой техники.
На рисунке 5.35 представлены результаты расчета равновесной температуры тел различной формы на поверхности Луны, в зависимости от высоты Солнца для А =0,22 и 8=0,9.
Результаты расчета показывают, что наиболее низкую равновесную температуру имеет пластина, расположенная горизонтально по отношению к поверхности Луны и теплоизолированная снизу.
Таким образом, при заданном уровне температур газа от 0 до +40°С в приборном контейнере, в условиях на поверхности Луны, наиболее эффективным по удельной холодопроизводительности оказывается плоский РО, расположенный горизонтально по отношению к поверхности Луны и не «видящий» этой поверхности своей излучающей стороной.
Выполнение плоского радиатора-охладителя на луноходах из-за компоновочных и других ограничений не представлялось возможным, поэтому в качестве него использована верхняя часть оболочки приборного контейнера, выполненная в форме сферического сегмента с малым радиусом кривизны. Это, с учетом прочностных
211
5-2
ограничений, позволило излучающую поверхность РО по форме максимально приблизить к «идеальному» плоскому радиатору.
Основным параметром, определяющим выбор источника тепла для контура нагрева СОТР лунохода, была минимально допустимая его теплопроизводительность. необходимая для поддержания заданных температур в приборном контейнере в условиях лунной ночи и в периоды лунного утра и лунного вечера при малой высоте Солнца над горизонтом.
В качестве источника тепла для обогрева ПК лунохода были рассмотрены варианты с аккумулированием тепловой лучистой энергии Солнца, с использованием химических источников тепла, электроаккумуляторов, изотопных источников тепла. Из всех рассмотренных вариантов, по условиям обеспечения минимального веса и наиболее простого конструктивного решения, вариант с использованием изотопного источника тепла оказался для СОТР лунохода наиболее целесообразным.
При работе луноходов на поверхности Луны, особенно при высоте Солнца над горизонтом, близкой к 90°, холодопроизводительности РО, с учетом тепловыделения аппаратуры и теплопритоков от Солнца и Луны, оказывается недостаточно, поэтом) в схеме СОТР был предусмотрен дополнительно испарительный контур, в котором газ приборного контейнера мог дополнительно охлаждаться за счет испарения воды. Испарительный контур работал по разомкнутому циклу с выбросом пара в космическое пространство.
1 - радиатор-охладитель; 2 - блок обогрева (БО);
3 - газоход холодного контура; 4 - газоход горячего контура;
5 - заслонка регулируемая; 6 - заслонки БО; 7 - дроссельная заслонка;
8 - коллектор; 9 - трехступенчатый вентилятор; 10 - привод заслонки;
11 - шаговый механизм; 12 - блок управления;
13,14 - чувствительные элементы; 15 - коллектор;
16 - испаритель; 17 - водяной бак; 18 - электроклапан;
19 - коллектор кольцевой; 20 - кольцо радиатора; 21 - теплоизоляция;
22 - патрубок БО; 23 - экран БО; 24 - трубопроводы;
25 - ЭВТИ; 26 - солнечная батарея.
Рисунок 5.36. Схема СОТР ПдЛ «Луноход-1 и -2»
212
5-2
На рисунке 5.36 представлена принципиальная схема системы терморегулирования лунохода. По условиям компоновки агрегаты СОТР расположены в верхней части приборного контейнера, в районе радиатора-охладителя 1.
СОТР имеет два связанных между собой контура: контур охлаждения (холодный контур) и контур нагрева (горячий контур).
В соответствии с этой схемой газ направлялся в холодный или горячий контуры с помощью регулируемой заслонки 5. Эта заслонка имела два крайних («горячий контур закрыт» и «холодный контур закрыт») и четыре промежуточных положения, причем в последнем случае на входе в отсек (после заслонки) происходит смешение потоков газа, поступающих из холодного и горячего контуров СОТР.
Заслонка устанавливалась в одно из фиксированных положений с помощью привода 10 и шагового механизма 11. Управление приводом 10 осуществлялось блоком управления СОТР 12 по сигналам температурных чувствительных элементов 13, 14, установленных на входе и выходе приборного контейнера (по ходу циркуляции газа в приборном контейнере). При температуре газа менее 10°С в районе чувствительных элементов 13, 14 заслонка 5 перекладывалась на одно ближайшее положение в сторону закрытия холодного (открытие горячего) контура СОТР, а при температуре газа более 20°С в районе чувствительного элемента 13 заслонка 5 перекладывалась на одно ближайшее положение на закрытие горячего (открытие холодного) контура СТР.
Забор газа в холодный и горячий контуры производился в нижней части приборного контейнера (ПК). Далее газ, проходя через горячий и холодный контуры, смешивался после заслонки 5 и через коллектор 15 выходил через щели в стенках коллектора (ПК). Коллектор 15 позволял обеспечить равномерную раздачу газа по всей площади приборного отсека.
В каналах коллектора 15 были установлены испарительные теплообменники 16. Работа испарителей происходила следующим образом. При подаче радиокоманды с Земли электроклапан 18 открывает доступ воды из водяного бака 17 в испарители 16, в которых, за счет испарения воды, происходит дополнительное охлаждение газа перед входом его в ПК. Подача воды из бака, представляющего собой эластичную конструкцию, обеспечивается за счет обжатия его давлением газа ПК. Давление газа в отсеке было выбрано родным около 1 ата.
Радиатор-охладитель 1 занимал верхнюю часть оболочки отсека. Для увеличения эффективной поверхности излучения радиатора к шаровому сегменту по периферии было приварено плоское кольцо 20, являвшееся одновременно и конструктивным элементом лунохода.
На всю рабочую поверхность РО было нанесено мозаичное зеркальное терморегулирующее покрытие, состоящее из отдельных элементов из кварцевого стекла размерами 20х20 и 20хЮ мм, на приклеиваемую поверхность которых вакуумным способом нанесено покрытие из алюминия. На внутренней поверхности РО были приварены 36 каналов постоянного проходного сечения. Каналы в центре сходятся в общий коллектор 8, а на периферии переходят без изменения сечения в каналы на боковой поверхности приборного отсека до плоскости разъёма крышки и основания приборного отсека. В плоскости разъёма каналы входят герметично в кольцевой коллектор 19, позволяющий обеспечить забор газа в холодный контур из нижней части отсека.
Для уменьшения неуправляемых утечек тепла из приборного контейнера, при закрытом холодном контуре, на внутренней поверхности радиатора-охладителя была установлена теплоизоляция 21.
213
5-2
Блок обогрева (БО) 2 находится вне приборного контейнера и соединяется с ним с помощью герметичных патрубков 22, по которым газ из контейнера поступает в теплообменник БО, откуда после подогрева по газоходам горячего контура 4 и через коллектор 15 вновь подается на обдув аппаратуры. Газ, поступающий в горячий контур, направляется в блок обогрева не полностью. Часть газа проходит по байпасном} каналу, в котором установлена неподвижная дроссельная заслонка 7, и смешивается с газом, подогретым в БО, что позволяет снизить гидравлические потери по горячем} контуру и избежать повышенных температур газа на входе в приборный отсек в начальный момент открытия горячего контура.
Для уменьшения лучистого и конвективного теплопритоков от БО внутрь ПК в периоды, когда теплосъём с блока обогрева не производится, внутри патрубков, соединяющих БО с ПК, установлены дополнительные подвижные заслонки 6, которые кинематически, системой тяг, связаны с основной регулируемой заслонкой 5 и поворачиваются одновременно с ней.
Для снижения тепловых потоков от блока обогрева на наружную поверхность приборного контейнера между БО и корпусом приборного отсека был установлен экран 23.
Терморегулирование телевизионных камер и телефотометров обеспечивалось обдувом их газом, забираемым из приборного контейнера, и за счет теплопроводности к корпусу ПК по конструктивным элементам установки телекамер и телефотометров.
На ПдЛ «Луноход-1» для обдува телевизионных камер и телефотометров в патрубки, в которых они установлены, были заведены по одному из 36 боковых газоходов холодного контура. На ПдЛ «Луноход-2», в связи с установкой выносной телекамеры, для обдува телевизионных камер был дополнительно установлен автономный вентилятор. Обдув телефотометров на ПдЛ «Луноход-2» осуществлялся аналогично ПдЛ «Луноход-1».
Вся наружная поверхность приборного контейнера и наружного оборудования, кроме рабочих поверхностей радиатора-охладителя, иллюминаторов, колес, научных блоков и т.п., закрывалась ЭВТИ.
На время лунной ночи, для уменьшения теплостоков из приборного контейнера и обеспечения теплового режима солнечной батареи, радиатор-охладитель закрывался солнечной батареей, которая с обратной стороны была, как и приборный контейнер, закрыта ЭВТИ.
Тепловой режим солнечной батареи, антенн, датчиков, приводов солнечной батареи и остронаправленной антенны, шасси блоков научной аппаратуры, установленных снаружи приборного отсека, обеспечивался с использованием пассивных средств терморегулирования: за счет применения ЭВТИ, нанесением покрытий с оответству-ющими термооптическими характеристиками на наружные поверхности, создания необходимых «тепловых мостов» в местах крепления к ПК.
Для контроля теплового режима на луноходе были установлены телеметрические температурные датчики, позволяющие иметь информацию о температурах всех систем лунохода в любом сеансе связи.
Тепловой режим космического аппарата, находящегося на поверхности Луны, определяется целым рядом факторов: это - тепловое излучение Солнца, собственное тепловое излучение поверхности Луны, отсутствие атмосферы на поверхности Луны, конструктивные особенности КА, внутренние тепловыделения аппаратуры.
214
5-2
Тепловыделения аппаратуры зависят от режима работы аппаратуры (дежурный режим или сеанс связи) и продолжительности отдельных сеансов связи. Средние по времени расчетные тепловыделения аппаратуры внутри ПК для обоих ПдЛ были равны:
-	44,2 Вт - в дежурном режиме в период лунного дня;
-	12,2 Вт - в дежурном режиме в период лунной ночи;
-	50,6 Вт - в сеансе связи.
Продолжительность сеансов, в зависимости от конкретной программы работы ПдЛ «Луноход-1 и -2» каждые земные сутки и в зависимости от типа сеанса связи (телеметрический, движения, получения телевизионной информации изображения лунной поверхности и т.д.), может длиться от 5-10 минут до нескольких часов.
Суммарные наружные теплопритоки к приборному контейнеру складываются из теплопритоков через ЭВТИ контейнера, через узлы крепления оборудования, установленного снаружи ПК (шасси, СБ, антенны, блоки научной аппаратуры), через иллюминаторы телекамер и открытые рабочие поверхности наружных блоков-датчиков научной аппаратуры, а также через участки ПК, не закрытые ЭВТИ.
В таблице 5.4 приводятся основные характеристики СОТР ПК, являющейся основной системой терморегулирования ПдЛ «Луноход-1».
Таблица 5.4. Основные характеристики СОТР в приборном контейнере
характеристика	диапазон изменения
температура газа в ПК	0 ... 40°С
максимальная холодопроизводительность радиатора: - лунным утром и вечером - в лунный полдень на экваторе	650 Вт 250 Вт
полезная тепловая мощность блока обогрева - в начале ресурса - в конце ресурса	670 Вт 350 Вт
максимальная холодопроизводительность испарителя	600 Вт
максимальный расход газа через вентилятор	45 нл/с
температуры срабатывания чувствительных элементов	10°Си20°С
ресурс	не менее 3 месяцев
На рисунке 5.37 приведены расчетные зависимости максимальных наружных теплопритоков в ПК в зависимости от высоты Солнца а5 над горизонтом для различной температуры газа внутри контейнера.
Расчетные зависимости максимальных утечек из ПК в период лунной ночи представлены на рисунке 5.38.
Изменение температуры газа в ПК в виде функции времени для любой конкретной программы работы оборудования (последовательности и длительности сеансов связи), можно прогнозировать, как показал опыт расчетного определения температурной зависимости газа от программы работы ПдЛ «Луноход-1 и -2», используя уравнение теплового баланса ПК с учетом применимых для рассматриваемого интервала времени внешних тепловых воздействий.
215
5-2
Рисунок 5.37. Теплопритоки в ПК лунным днем, в зависимости от высоты Солнца над горизонтом, a.s (1 ккал/час=1,162 Вт)
Рисунок 5.38. Тепловые потери из ПК лунной ночью, в зависимости от температуры газа в ПК, при сложенной СБ (1 ккал/час=1,162 Вт)
В качестве частного примера на рисунке 5.39 приведены расчетные зависимости холодопроизводительности радиатора-охладителя от положения Солнца над лунной поверхностью, где уСв - угол установки СБ, а на рисунке 5.40 - результаты применения испарительных теплообменников СОТР ПК лунохода.
216
5-2
Рисунок 5.39. Зависимость холодопроизводительности радиатора-охладителя от температуры газа в приборном контейнере и высоты Солнца над горизонтом при AS/)=0,25: £=0,9: уСБ=30°, (1 ккал/час= 1,162 Вт)
Изменение по времени температуры газа в приборном контейнере в сеансе связи (17-18.03.73 г.), в котором включались испарители
О - температура газа перед испарителем;
о - температура газа на выходе из испарителя (на входе в отсек);
• - температура газа на выходе из отсека;
заштрихованные области - период работы испарителей.
Рисунок 5.40. Применение испарительных теплообменников на ПдЛ «Луноход-2» 17 и 18 марта 1973 года
217
5-2
Особый интерес представляют фактические характеристики СОТР, зарегистрированные в период эксплуатации луноходов на поверхности Луны.
Посадка ПдЛ «Луноход-1» и «Луноход-2» на поверхность Луны была осуществлена в Северном полушарии, соответственно на 38° с. ш. 17.11.1970 и на 26° с. ш. 16.01.1973. С обоих луноходов получена обширная телеметрическая информация по тепловому режиму ПК и наружного оборудования. Последняя телеметрическая информация о тепловом режиме была получена 14.09.1971 с ПдЛ «Луноход-i» и 10.05.1973 - с ПдЛ «Луноход-2».
В таблицах 5.5 и 5.6 представлены телеметрические значения температуры, полученные на различных этапах работы соответственно для «Лунохода-1» и «Лунохода-2».
Таблица 5.5. Температуры, зарегистрированные телеметрической системой передвижной лаборатории «Луноход-1»
параметр, °C	I-IV лунный день	V-VI лунный день	I-III лунная ночь	IV-V лунная ночь
температура газа в приборном контейнере	+9... +32	-3... +38	+11... +31	+ 16...+27
температура панели солнечной батареи	-8...+147	-54... +147	+ 11... +24	+ 19...+23
температура корпуса привода остронаправленной антенны	-130... +78	-35... +73	-	-
температура корпуса привода солнечной батареи	+9... +48	-14... +48	-	-
температура корпуса блока РВ-2Н*	0... +36	-22... +44	-	-
температура корпуса блока РТ-1Д**	0... +41	-20... +49	-	-
РВ-2Н - детектор космического излучения;
РТ-1Д - в составе рентгеновского телескопа.
Таблица 5.6. Температуры, зарегистрированные телеметрической системой передвижной лаборатории «Луноход-2»
параметр, °C	I-IV лунный день	V лунный день	I-II лунная ночь
температура газа в приборном контейнере	+9...+38	+ 14...+47	+9...+19
температура панели солнечной батареи	-43...+149	+24...+139	+8...+9
температура корпуса привода остронаправленной антенны	-5...+71	+69	-136...-133
температура корпуса привода солнечной батареи	+ 14...+52	-13...+53	+ 11...+27
температура корпуса блока РВ-2Н	0...+49	+9...+46	+5...+14
температура корпуса датчика магнитометра	-6...+105	-14...+63	-190...-184
218
5-2
В последние несколько лет, после более чем 40-летнего перерыва, по Российской Федеральной космической программе (ФКП) в НПО им. С.А. Лавочкина ведутся разработки лунных АМС нового поколения, продолжающих порядковую нумерацию предыдущих АМС серии «Луна» (Ефанов В.В. и др., 2016; Казмерчук П.В. и др., 2016; Ефанов В.В. и др., 2017):
-	«Луна-25» («Луна-Глоб») с задачей реализации технологии полярной посадки -начало изучения Южного полюса Луны, (2019);
-	«Луна-26» («Луна-Ресурс 1») для глобального обзора и разведки лунных ресурсов, дистанционно, с орбиты искусственного спутника Луны (2020);
-	«Луна-27» («Луна-Ресурс 2») для изучения реголита и экзосферы на Южном полюсе Луны, (2021);
-	«Луна-28» («Луна-Грунт») с задачей доставки лунного реголита и водяного льда с сохранением летучих на Землю из района Южного полюса Луны, (2024).
Конструкция этих АМС строится на базе конструкции КА с негерметичным размещением оборудования служебных систем (СС) и научных приборов (НП). Наиболее проработанным к настоящему времени является конструктивный вид посадочного КА, имеющего рабочее название «Луна-Глоб». Остальные АМС по ФКП будут различаться между собой полезной нагрузкой, соответствующей выполнению целевой задачи и планируемых научных исследований.
На рисунке 5.41 показан общий вид посадочного лунного модуля (ПЛМ) АМС «Луна-Глоб» и его составные элементы.
Рисунок 5.41. Общий вид и состав ПЛМ АМС «Луна-Глоб»
219
5-2
ПЛМ АМС «Луна-Глоб» имеет четыре посадочные опоры, двигательный отсек, объединенный с системой топливных баков, а также расположенный сверху негерметичный приборный отсек (ПО), построенный на базе тепловых сотопанелей (ТСП) с встроенными аксиальными тепловыми трубами (АТТ). Снаружи ПО оснащен вертикально ориентированными солнечными батареями (СБ) и плоским радиационным теплообменником (РТО). В верхней зоне ПЛМ размещены элементы СС: мало- (МНА) и остронаправленная антенны (ОНА), а также оптические навигационные приборы. ПЛМ укомплектовывается различными НП в соответствии с научными задачами.
Представленная компоновка предполагает применение ПЛМ на поверхности Луны в полярных и приполярных областях, т.е. для низких положений Солнца над горизонтом, поэтому панели СБ в составе АМС ориентированы вертикально. Компоновка РТО при этом предполагает ориентацию излучающих поверхностей перпендикулярно вертикальной оси аппарата, однако, если для умеренных широт горизонтальное положение РТО более-менее очевидно, то для приполярных областей целесообразно количественно оценивать влияние пространственного положения РТО на эффективность работы СОТР. Эта оценка проведена в (Котляров Е.Ю., 2014).
Система терморегулирования ПЛМ «Луна-Глоб» функционально разделена на следующие подсистемы:
-	СОТР приборного отсека, (СОТР ТСП);
-	СОТР двигательной установки (СОТР ДУ);
автономные, локальные СОТР (ЛОСТР), обеспечивающие работу и хранение различного оборудования внешнего расположения.
Работа СОТР ДУ после посадки не предусмотрена, а работа СОТР ТСП на поверхности Луны предполагается в течение не менее одного года.
В состав СОТР ТСП входят:
-	тепловая сотопанель, предназначенная для двусторонней установки НП и основной аппаратуры СС;
-	радиоизотопный теплоэлектрогенератор (РИТЭГ), предусмотренный для подогрева ТСП в «холодное время», а также для выработки дежурного электричества:
-	РТО, обеспечивающий диссипацию избыточного тепла в окружающее пространство (две отдельных панели);
-	две контурные тепловые трубы (КнТТ), осуществляющие регулируемый отвод тепла от ТСП к РТО;
-	теплоизоляция и температурные датчики.
СОТР ТСП ПЛМ разработана специалистами НПОЛ, защищена патентом РФ (Мартынов М.Б., Котляров Е.Ю., 2011) и должна обеспечить температурный режим ТСП на всех этапах функционирования АМС.
Схематично СОТР ТСП представлена на рисунке 5.42.
Тепловой режим ТСП ПЛМ обеспечивается за счет непрерывного обогрева ТСП с помощью установленного на нее РИТЭГ и одновременного регулируемого отвода тепла от ТСП к РТО с помощью двух регулируемых КнТТ, заправленных пропиленом. Для эффективного отвода тепла от контактных оснований НП и аппаратуры СС в ТСП встроены заправленные аммиаком АТТ из профилированного алюминия.
ТСП в составе ПЛМ ориентирована вертикально. При этом трассировка встроенных в ТСП АТТ выполнена так, чтобы каждая из них могла работать в гравитационном поле Луны в режиме термосифона при отклонении вертикальной оси ПЛМ от местной вертикали до 20 градусов.
220
5-2
1 - ТСП; 2 - встроенные в ТСП аксиальные тепловые трубы (АТТ);
3-зона установки РИТЭГ; 4 - испаритель КнТТ;
5-транспортные каналы КнТТ;
6 - конденсатор КнТТ, интегрированный в РТО;
7-клапан, пассивный регулятор температуры КнТТ;
8-байпасная линия; 9 - РТО.
Рисунок 5.42. Схема СОТР ТСП АМС «Луна-Глоб»
РИТЭГ установлен в нижней части ТСП. Посадочное место РИТЭГ и соединение его со всеми АТТ ТСП организованы таким образом, чтобы обеспечить равномерный нагрев ТСП посредством испарения теплоносителя нижней части АТТ и конденсации его по всей длине АТТ.
В верхней части ТСП крепятся два испарителя КнТТ так, чтобы обеспечивался эффективный тепловой контакт каждого испарителя со всеми АТТ. При работе СОТР, когда происходит отвод тепла от ТСП к РТО, верхние участки АТТ работают как конденсаторы и передают тепло испарителям КнТТ.
На всех этапах существования ПЛМ СОТР ПО должна обеспечивать температуру контактных поверхностей ТСП в диапазоне от 5 до 40°С. Поддержание нижней границы температурного диапазона обеспечивается с помощью пассивных регуляторов температуры 7, предусмотренных в конструкции КнТТ.
Над ТСП ПО под прямым углом к нему, т.е. условно «горизонтально», закреплены две секции РТО 9, имеющие форму вытянутых прямоугольников. Излучающие поверхности РТО направлены условно «вверх» от поверхности Луны (см. рисунок 5.41) и имеют термооптические характеристики Л<0,2 и е>0,88. Общая площадь излучающей поверхности составляет -1,31 м2.
Суммарное энергопотребление размещенного на ТСП оборудования (при одновременном его включении) составляет более 500 Вт. В дополнение к этому тепловая мощность, выделяемая РИТЭГ, может достигать 145 Вт.
Заметим, что СОТР ТСП не рассчитана на обеспечение теплового режима АМС при одновременном включении всего оборудования, установленного на ТСП, поскольку максимальная тепловая мощность, отводимая РТО, не превышает 420 Вт. Данная мощность ограничена как площадью излучающей поверхности, так и теплопередающей способностью КнТТ.
221
5-2
Расчет теплового режима АМС «Луна-Глоб» и температур посадочных мест приборов, установленных на ТСП, анализируется с учетом различных особенностей на различных этапах применения АМС «Луна-Глоб». При расчетах принимаются во внимание:
-	условия функционирования ТСП с установленными приборами в составе АМС «Луна-Глоб» на этапах перелета, нахождения на орбите ИСЛ, на поверхности Луны до окончания срока активного существования;
-	температурные требования, которые должны быть реализованы на посадочных местах оборудования ТСП.
Как упоминалось ранее, тепловой режим ТСП КА «Луна-Глоб» обеспечивается за счет непрерывного обогрева ТСП с помощью установленного на нее РИТЭГ и одновременного регулируемого отвода тепла от ТСП к двум РТО, с помощью двух регулируемых КнТТ.
Съем тепла от РИТЭГ к ТСП осуществляется через специально предусмотренную в его конструкции тепловыделяющую поверхность (контактное основание). Остальные поверхности РИТЭГ защищены собственной теплоизоляцией изнутри, а снаружи закрыты ЭВТИ с целью минимизации лучистого теплообмена между РИТЭГ и НП внутри ПО.
АТТ, установленные в ТСП (и сама ТСП) должны сохранять свою работоспособность в диапазоне температур от минус 50 до +60°С. Посадочные поверхности ТСП под контактные основания устанавливаемых блоков должны обеспечивать отвод тепла при плотности теплового потока не более 0,2 Вт/см2. Применяемый в АТТ теплоноситель - аммиак (NH3).
В верхней части ТСП крепятся два испарителя КнТТ, при установке которых обеспечивается эффективный тепловой контакт каждого испарителя с каждой АТТ. В режимах, когда происходит отвод тепла от ТСП к РТО, верхние участки АТТ работают как конденсаторы и передают тепло к испарителям КнТТ. Температурный диапазон штатной работы испарителей КнТТ составляет от минус 50 до +50°С. Максимальная передаваемая тепловая нагрузка единичной КнТТ должна быть не менее 210 Вт. Заправляемый в КнТТ теплоноситель - пропилен (С3Н6).
Температурный диапазон работы радиатора, а также температурные диапазоны интегрированных в него либо экспонированных в открытое пространство частей КнТТ (за исключением испарителя) составляют от минус 180 до +70°С. Конструкция и материал рабочей поверхности РТО обеспечивают его эффективность не менее 0,96 при температуре излучения 283 К. Конденсаторы регулируемых КнТТ равномерно интегрированы в радиатор и имеют с ним эффективное тепловое соединение.
Регулирование термической проводимости каждой КнТТ осуществляется с помощью клапана (регулятора давления) и байпасной магистрали, которая соединяет входи выход теплоносителя из испарителя. Пределы регулирования температуры, на которые должен быть настроен каждый клапан КнТТ, определяются диапазоном от 5 до 1 ГС.
Регуляторы давления РТ ТСП работают следующим образом. При понижении температуры испарителя ниже 5°C регулятор давления обеспечивает минимальный расход теплоносителя через радиатор и максимальный расход через байпасную магистраль, т.е. радиатор полностью «закрыт». При повышении температуры испарителя выше 11 °C регулятор давления обеспечивает максимальный расход теплоносителя через радиатор и минимальный расход через байпасную магистраль, т.е. радиатор полностью «открыт». В диапазоне 5... И °C клапан обеспечивает промежуточное положение. Таким образом, обеспечивается регулирование температуры испарителей и. как следствие, температуры посадочных мест (приборов) на ТСП.
222
5-2
В качестве резервного элемента управления КнТТ на них установлены термоэлектрические модули холодильные (ТЭМХ), способные осуществлять отрицательное или положительное тепловое воздействие на компенсационную полость КнТТ Режимы управления ТЭМХ определяются в рабочем порядке и обеспечиваются по командам оператора.
Термические сопротивления ТТ, элементов конструкции ТСП и ПЛМ, оказывающие влияние на характеристики СОТР ТСП, используются в тепловой математической модели, разработанной для выполнения расчетов, прогнозирующих тепловой режим ТСП.
Внешние поверхности ПО, в котором установлена ТСП, а также сама ТСП закрываются ЭВТИ в соответствии с разрабатываемой схемой ее установки. Максимальная суммарная площадь открытых поверхностей НП принята не превышающей значения -0,023 м2.
В процессе работы ПЛМ АМС «Луна-Глоб» на поверхности Луны холодопроизводительность, развиваемая радиаторами СОТР ТСП, может существенным образом изменяться, поскольку она зависит от времени лунных суток, местного рельефа, пространственного положения ПЛМ и других факторов. В связи с этим включение оборудования СС и НП должно производиться по циклограммам, учитывающим фактическую пространственную ориентацию ПЛМ на лунной поверхности.
Суммарное тепловыделение от оборудования к ТСП, вместе с мощностью РИТЭГ, не должно превышать расчетной холодопроизводительности СОТР, соответствующей конкретному моменту времени лунных суток, а кроме того, не должно превышать предельной теплопередающей способности двух КнТТ, которая ограничена величиной 400 Вт.
Среди требований к температуре посадочных мест для блоков СС и НП самый узкий температурный диапазон заявлен для посадочного места аккумуляторной батареи (АБ): от 5 до +40°С, самый широкий - для РИТЭГ: от минус 50 до +80°С.
На всех этапах функционирования ПЛМ АМС «Луна-Глоб» СОТР ТСП должна обеспечить температуру контактных поверхностей ТСП в диапазоне от 0 до +40°С. Температуры посадочных мест приборов, для которых предъявлены менее строгие требования, могут выходить за рамки диапазона О...+4О°С в пределах заданных для этих приборов допусков.
Для расчета внешних потоков на РТО СОТР ТСП при нахождении ПЛМ на поверхности Луны необходимо задаваться температурой поверхности, находящейся в лучистом теплообмене с ПЛМ. Ниже представлен упрощенный расчет суточной циклограммы температуры поверхности грунта (реголита) для применения в тепловой модели ТСП в составе КА.
Одномерная нестационарная задача теплопроводности для поверхностного слоя реголита толщиной L может быть описана уравнением
Т
рс— = X—- в интервале 0<х<Л.
6т 6х
На границе х=0 применяются нелинейные граничные условия 3-го рода вида
= kAT-T0)+
ОХ
( 71*Т А
гдеqs = 1400- As - sin(со)-sin - .
4	V 7	1 336J
223
5-2
На границе L рассматривается слабовозмущаемый слой (т.е. связанный с более глубокими слоями, имеющими такую же температуру) и применяются граничные условия 2-го рода вида
Начальные условия, строго говоря, являются неизвестными и определяются в результате циклически повторяющихся расчетов, для которых реализуется принцип
Цто)-Ж)<зг
Здесь тс~ 2419200 с - условная продолжительность лунных суток; т0= 0 с - начало лунного дня; т - текущее время; 8] - обращенная в космос интегральная степень черноты поверхностного слоя; As - поглощательная способность поверхностного слоя в коротковолновом спектре; со - широта местности; <э=5.669- 10 s Вт/(м2К4) - постоянная Стефана - Больцмана; 1400 - солнечная постоянная, Вт/м2; 336 - условная продолжительность светового лунного дня, ч.
При выполнении серии расчетов анализировались различные известные параметры реголита. В итоге было принято, что возмущаемый (нагрев/остывание) слой имеет толщину 0,5 м; теплоемкость грунта равна 670 Дж/(кгК), плотность - 1500 кг/м’: теплопроводность - 10 6 Вт/(мК); Лл=0.93; 8=0.95.
В результате расчетов получено: максимальная температура - около 28°С, минимальная - минус 195°С, расчетная температура слабо возмущаемого слоя составляет минус 94°С.
Рисунок 5.43 демонстрирует рассчитанные падающие солнечные и инфракрасные внешние потоки на РТО СОТР ТСП. По четыре кривых на каждой диаграмме демонстрируют влияние допустимых отклонений и разворотов ПЛМ по отношению к вертикальному положению модуля.
Задачей расчета теплового режима ТСП в составе ПЛМ АМС «Луна-Глоб» является определение значений температур в местах установки блоков СС и НП на ТСП для всех этапов эксплуатации аппарата.
Перед проведением расчетов разрабатывается соответствующая тепловая математическая модель.
Модель ТСП в составе АМС с установленными приборами и элементами СОТР может быть создана с использованием пакета прикладных программ ТЕРМ (разработки ЦНИИМАШ) (Альтов В.В. и др., 2011), в котором для расчета искомых температур реализуется метод сосредоточенных параметров.
Построенная с помощью ТЕРМ модель представляет собой описание отдельных узлов и связей между ними. Узел в общем случае является элементом модели, имеющим однородную температуру и известную теплоемкость, и может иметь либо не иметь, одну или несколько поверхностей, участвующих во внешнем теплообмене.
На узлы модели могут воздействовать как внутренние, так и внешние факторы. Внутренними факторами являются тепловыделения в узлах и лучистый теплообмен между поверхностями модели, а внешними -внешние тепловые воздействия от окружающей среды (от планет и Солнца).
Разработанная модель помещается в специальный (модельный) файл, который содержит данные, необходимые для расчета теплового режима: описание узлов, поверхностей (геометрическая часть), тепловых связей, а также параметров, характеризующих пространственное положение геометрической модели.
224
5-2
a - солнечные потоки:
1 - наклон в сторону Полдня 10°; 2 - наклон в сторону Полюса 10°;
3 - разворот в сторону Восхода 50°; 4 - разворот в сторону Захода 48°.
б - инфракрасные потоки:
1 - наклон в сторону Полдня 10°; 2 - наклон в сторону Полюса 10°;
3 - разворот в сторону Восхода 48°; 4 - разворот в сторону Захода 50°;
5 - поток (теоретический) при отсутствии «видимых» внешних элементов (БОКЗ, НА, МНА).
Рисунок 5.43. Внешние тепловые потоки на РТО СОТР ТСП при нахождении ПЛМ АМС «Луна-Глоб» на лунной поверхности
225
5-2
Расчет температур посадочных мест оборудования, установленного на ТСП ПЛМ АМС «Луна-Глоб», выполняется для различных этапов функционирования и режимов работы оборудования в её составе.
Как правило, тепловой режим анализируется для более напряженных условий, чем ожидается в действительности, что обеспечивает расчет температур в запас. Одновременно преследуется цель сократить число рассматриваемых случаев до технически выполнимого объема расчетных работ.
Тепловая математическая модель (ТММ) ПЛМ АМС «Луна-Глоб» представляет собой систему обыкновенных дифференциальных уравнений первого порядка, описывающих нестационарный тепловой баланс узлов, из которых состоит СОТР и конструкция ПЛМ.
Для определяемого пользователем числа узлов задаются их массы, теплоемкости и внутренние тепловыделения. Между узлами задаются тепловые связи. Каждому из узлов ставятся в соответствие одна или несколько поверхностей, на которых происходит лучистый теплообмен. Для поверхностей задаются оптические характеристики As и е, термическое сопротивление R (соединения с узлом), а также падающие потоки, которые рассчитываются программой FLUX, входящей в состав пакета ТЕРМ. Угловые коэффициенты, определяющие лучистые связи между поверхностями, рассчитываются программой VIEWF, также входящей в пакет ТЕРМ.
Уравнение теплового баланса, составленное для каждого узла системы, имеет вид: dT
mici —±- = Qki+Qni+ Qrt+Q^+Q^	(5.7)
dx
с начальными условиями: 7’/ (0)=Г/, (1< i<m).
Здесь mh с, - масса и теплоемкость узла i соответственно; 7) - температура узла /'. К; т - время, с; Qki - кондуктивный тепловой поток к узлу z, Вт; Qni - нелинейный тепловой поток к узлу /, Вт; Q,., - результирующий лучистый тепловой поток к узлу/. Вт; Qvi - внутренние тепловыделения в узле /, Вт; Qai - атмосферный тепловой поток к узлу /, Вт.
В результате решения системы уравнений вида (5.7) находятся температуры всех расчетных узлов. Увеличивая число узлов, можно получить температурное поле по конструкции с требуемой степенью детализации.
В расчетной модели могут быть заданы узлы, температура которых постоянна или является известной функцией времени.
Кондуктивный (линейный) тепловой поток к узлу i определяется выражением
к=\
где Pik - проводимость тепловой связи между узлами z и к, Вт/К; Тк - температура узла к, связанного с узлом z тепловой связью Pik, К; п - количество кондуктивных тепловых связей узла z.
Внутренние тепловыделения в узлах задаются в виде циклограмм, которые (потомкам) аппроксимируются линейной или ступенчатой функцией времени. Большинство моделируемых поверхностей ПЛМ закрыто ЭВТИ. В рассматриваемой ТММ термическое сопротивление ЭВТИ принимается постоянным, и тогда уравнение теплового баланса поверхности (относящейся к узлу z) имеет вид
К
226
5-2
где А - коэффициент поглощения солнечного излучения; q. - плотность падающего солнечного потока, Вт/м2; £ - степень черноты поверхности; q, - плотность падающего инфракрасного потока, Вт/м2; qa - плотность поглощенного атмосферного потока Вт/м2; R - удельное термическое сопротивление изоляции; Tw - температура поверхности изоляции; Т - температура узла, которому принадлежит поверхность; о - постоянная Стефана - Больцмана.
Характер принимается диффузным и величина лучистой энергии, переносимой от одной поверхности элемента конструкции ПЛМ к другой, выражается в пакете ТЕРМ через угловой коэффициент ср, который представляющей собой долю 212 излучаемой поверхностью 1 энергии 2 и которая попадает на поверхность 2:
ф|2 = 212/21-
Геометрическая модель ПЛМ представляет собой набор плоских многоугольных площадок, угловые коэффициенты между которыми вычисляются методом Монте-Карло с учетом или без учета их взаимного экранирования. Сумма угловых коэффициентов для поверхности не должна превышать единицы, поэтому в программе расчета температур предусмотрена проверка указанного условия для всех поверхностей геометрической модели, а также нормирование угловых коэффициентов для тех поверхностей, для которых это условие не выполняется.
Для расчета лучистого теплообмена в пакете ТЕРМ собственное и отраженное излучение считается диффузным, а падающее излучение рассматривается в виде двух потоков - солнечного и инфракрасного.
В уравнение теплового баланса для узла тепловой модели входит результирующий лучистый тепловой поток Qrh который представляет собой разность между поглощенным поверхностью лучистым потоком и собственным излучением поверхности. Для узла i этот поток определяется выражением
7=1
где п - количество поверхностей, принадлежащих узлу z; F, -площадь поверхности у, принадлежащей узлу /, м2; gu/- плотность лучистого потока, поглощенного поверхностью у, Вт/м2; £z, Т, - степень черноты и абсолютная температура поверхности j.
Расчет qaj выполняется с использованием эффективных падающих лучистых потоков в предположении, что излучение переносится в виде двух потоков - солнечного и инфракрасного:
tfa/ AsjEsj + £у Е/у,
где Asj- коэффициент поглощения солнечного излучения; ES/, Etj - плотности падающих эффективных потоков солнечного и инфракрасного соответственно, Вт/м2.
Плотность солнечного эффективного потока
+Е 0 - А-* ) Ч>Л Esk,
к=\
где qsj - плотность падающего на поверхность j солнечного потока, Вт/м2, определяемая как сумма прямого солнечного потока и отраженного от поверхности планеты; (руА - угловой коэффициент между поверхностями jwk\N- полное количество поверхностей в геометрической модели.
Плотность инфракрасного эффективного потока
227
5-2
eu=-£ж}ф,ъ
*=1
где Qi, - плотность падающего на поверхность j собственного излучения планеты.
Моделирование внешних тепловых воздействий
Расчет внешних потоков от Солнца и Земли на каждую поверхность тепловой модели ПЛМ осуществляется с помощью программы FLUX, входящей в пакет ТЕРМ. При расчете падающих на ПЛМ лучистых потоков принимаются следующие допущения:
-	прямой солнечный поток является плоскопараллельным;
-	планета является диффузно поглощающим и диффузно отражающим сферическим телом эффективного радиуса R;
-	альбедо планеты является постоянным по ее поверхности и равным среднем) значению;
-	при отражении солнечного потока от планеты его спектр не меняется;
-	интенсивность излучения планеты и Солнца определяется как интенсивность излучения абсолютно черного тела при соответствующей радиационной температуре.
При указанных допущениях плотности падающих тепловых потоков определяются по следующим формулам: прямой солнечный поток
Fnp = ц. S’ ’
^солн
отраженный от планеты солнечный поток
^с°ол„=а50ф2;
собственное излучение планеты
£соб=С1(р1 + С2ср2.
Здесь |is - относительный мидель поверхности, на которую падает солнечный поток, по направлению на Солнце; a - среднее альбедо планеты; 5» - солнечная постоянная в окрестности планеты; Сь С2 - константы, определяющие собственное излучение планеты, при этом для планет с плотной атмосферой (в частности для Земли) C|=(l-a)-S0/4, С2=0; для планет без атмосферы Ci=0, С2 =(1-а)-50; для планет с разреженной атмосферой G задает равномерно распределенную по поверхности планеты инфракрасную составляющую собственного излучения, а С2 - неравномерно распределенную составляющую в подсолнечной точке; (pi - угловой коэффициент между поверхностью и планетой, определяющий долю собственного излучения планеты, попадающую на поверхность; (р2 - комбинированный угловой коэффициент, зависящий от взаимного положения поверхности, Солнца и планеты, определяет долю отраженной от планеты солнечной энергии, попадающую на рассматриваемую поверхность.
Относительный мидель поверхности
_ (й,5)+|(й,5)|
2 где п - единичный вектор нормали к поверхности; S - единичный вектор, направленный на Солнце.
Направляющие косинусы векторов й и S определяются в связанной с аппаратом правой системе координат.
228
5-2
Формула для определения углового коэффициента (pi имеет вид :
cos\|/sin 0О при 0 <\|/ <----------0О,
cosy sin20 0
71
J Л
71	0
при y-tj
71	1
— +arcsin (ctg\|/ctg0o) +—arcsin
2	71
—- cos0 0 Jsin20o-cos2\|/
71
^/sin20o -cos2y sin у
О при — - 0O <y < л.
Угловой коэффициент cp2 вычисляется следующим образом:
ф2=/2(0о,<и) • cos(ys) +/з*(0о, V) • sin\|7 • sinys. • cos8.s.,
где функции /2(60,V) и /з(0о,у) определяют точное решение в интервале 0<у<тг/2-0О (поверхность F в этом случае не пересекает планету) и аппроксимируют точное решение с погрешностью менее 1% при 7r/2-0o<y<7i/2+0o, при этом функции выражаются следующим образом:
Л’ (6o,v)=^Шф, (0о .v)=Ж)Ф1 (0o>v); sin uo
(Ж)
при O<y<(7t/2)-0o,
/з'(0о,у) = ’
Л 71
при 7г/2-0о<у<(7г/2)+0о;
c°s4(e0) lni-sine/ 2-sin(0o) l + sin0o>
Л(0о) = | l + sin2eo + 2-sin3(0o) +
cos200(3 + sin2e0)	l + sin0„ (l-sineo)(3 + 3sinOo +2sinOo2)
f’(0°)=	16 sinOo ln l-sinOo	8	’
Величина 0O определяется следующим образом:
л • R
0n= arcsin----.
° R + H
Углы у, ys. и 5S представляют собой:
-	ip - угол между нормалью к площадке, для которой рассчитываются падающие лучистые потоки, и направлением на центр планеты;
-	уд - угол между направлением на площадку из центра планеты и вектором S направления на Солнце;
-	8Л. - угол между вертикальной плоскостью, содержащей нормаль к поверхности, и вертикальной плоскостью, параллельной солнечному потоку.
Расчет названных углов проводится на основе траекторных параметров (перицентра, апоцентра орбиты, наклонения, аргумента перицентра, даты старта) и ориентации КА.
229
5-2
Для учета экранирования падающих потоков вводятся коэффициенты экранирования для прямых, отраженных солнечных потоков и инфракрасных потоков от планеты.
Применительно к посадочным АМС описанная выше методика отраженных и собственных потоков планеты применялась только при моделировании КА на орбитах ИСЛ и ИСЗ. При нахождении АМС на поверхности Луны поверхность планеты моделировалась с помощью отдельной поверхности математической модели ТЕРМ, по аналогии с моделированием поверхностей самого ПЛМ. При этом поверхность, представляющая поверхность Луны в месте посадки ПЛМ, имела геометрические размеры, намного превышающие размеры «сидящего» на ней модуля.
BOKZ.MY
BIB-MY
д RITEG
BUNI
— АВ
— AS18
— ВАК
— BIVK
— UM1
UM2
- PPU1
PPU2
— DKPI
-* SR
50
40
30
га
£ 20
ф с
ф
* 10
о
-10
0	200000	400000	600000	800000	1000000	1200000
время, с
Рисунок 5.44. Пример расчета температур посадочных мест оборудования на ТСП, характерных для лунного дня при нахождении ПЛМ АМС «Луна-Глоб» на лунной поверхности
Результаты моделирования теплового режима ТСП ПЛМ с учетом внешних тепловых воздействий при нахождении посадочного модуля на поверхности Луны демонстрирует рисунок 5.44. Здесь можно видеть характер изменения температуры посадочных мест нескольких блоков оборудования, установленного на ТСП в течение лунного дня.
Описанная выше конструкция, структура и средства, используемые для проектирования СОТР АМС «Луна-Глоб», методы расчета параметров реализуемого теплового режима этой станции в целом пригодны для построения СОТР и более отдаленных от сегодняшнего дня АМС серии «Луна». Само собой разумеется, что все инструменты проектирования их СОТР будут совершенствоваться не только вслед за темпами пополнения теоретического и практического багажа знаний, но и с использованием результатов летных испытаний каждой предыдущей АМС для исследования Луны.
230
5-2
5.2.2. Системы обеспечения теплового режима АМС для исследований планеты Венера
Более эффективным по сравнению с СТР АМС серии «Луна» первого поколения способом регулирования внешнего теплообмена, использованным в СОТР АМС серий «Венера» и «Марс», стало создание специальных радиационных поверхностей, т.е. радиаторов, отделенных (выносных) от корпуса АМС. В таких системах внешний теплообмен регулируется за счет изменения тепловых связей между радиационной поверхностью и внутренними объемами АМС или КЛА.
Холодопроизводительность выносных радиаторов меняется в зависимости от количества тепла, ими излучаемого. Чем больше тепла при неизменяемой температуре излучающей поверхности необходимо отвести, тем больше нужна её площадь. С другой стороны, чем ниже изначальная температура радиационной поверхности радиатора, тем выше его производительность. Поэтому выносные радиаторы располагают на конструкции КА по возможности так, чтобы они получали минимальное количество внешних тепловых потоков и имели покрытия со степенью черноты в—>1 и коэффициентом поглощения солнечной радиации А.,—> 0.
Система обеспечения теплового режима современных КА включает в себя ряд подсистем, имеющих в своем составе электронагреватели, предназначенные для компенсации тепловых потерь термостатируемого объекта в случае его отрицательного теплового баланса. Примером СОТР, включающей подсистему с электронагревателями, может служить СТР МКБ «Фрегат» (Луженков В.В., 2011; Луженков В.В. и др., 2014). Основанием для использования в СОТР и СТР электронагревателей служит необходимость нагрева отдельных элементов конструкции КЛА для компенсации потерь тепла с поверхностей этих элементов при прохождении участков траектории с солнечной тенью или при нахождении КА в определенном положении относительно Солнца.
В составе подсистем СОТР такого типа имеется один или несколько электронагревателей и чувствительный элемент, определяющий состояние электронагревателя (включен/отключен). В качестве чувствительных элементов используются температурные датчики, входящие в датчиковую сеть системы телеметрических измерений КА, а в контур регулирования функционально включают такие штатные бортовые системы КА: - систему телеметрических измерений, собирающую информацию о текущих значениях температуры в местах установки на КА термодатчиков;
- бортовой комплекс управления, обрабатывающий показания термодатчиков и выдающий команды на изменение состояния электронагревателей, термоэлектрических микрохолодильников (ТЭМХ).
Основой схемной реализации СОТР АМС серий «Венера» и «Марс» и ее расчетного проектирования являются исходные данные, описывающие назначение этих АМС, конструкцию станции, величину внутреннего тепловыделения, требования к диапазону температур каждого элемента конструкции и приборного оснащения АМС (полезной нагрузки и служебной аппаратуры), ориентации АМС на всех этапах его полета.
АМС «Венера-1»
На АМС «Венера-1» использовалась такая же система терморегулирования, как и на АМС «Луна-3». Температуру в герметичном отсеке регулировали вращающиеся жалюзи, установленные на его цилиндрической части, открывая большую или меньшую площадь излучающей поверхности корпуса отсека.
231
5-2
АМС «Венера-2 и -3»
На АМС «Венера-2 и -3» СТР перелетного модуля была построена на основе вы| носного за приборный герметичный отсек радиатора, связанного с внутренней поло стью отсека двухконтурной магистралью с жидкостным теплоносителем.
АМС «Венера-4 и -5»
АМС «Венера-4 и -5» отличались от предыдущих доработкой двухконтурной системы терморегулирования в связи с заменой теплоносителя — вместо жидкостной она стала воздушной (нейтральный газ), а также изменением целевой задачи - доста вить на поверхность Венеры спускаемый аппарат, используя парашютную систему торможения. Поэтому, начиная с этих станций, мы рассматриваем их СОТР как две автономные системы: СОТР перелетного модуля (орбитального отсека) и СОТР по садочного на поверхность Венеры аппарата.
На последующих АМС серии «Венера», в связи с увеличением энерговооруженности этих станций, выполнялась модернизация параметров их СОТР. Также вносились изменения в обустройство внутреннего объема, и увеличивалась прочность корпуса спускаемого в атмосферу Венеры аппарата, поскольку первые СА АМС «Венера-4, -5 и -6» были раздавлены давлением атмосферы на высотах около 25 км.
АМС «Венера-7 и -8»
После успешного выполнения задач АМС «Венера-7 и -8» с парашютной системой торможения вплоть до достижения венерианской поверхности была существенно изменена конструкция посадочного на поверхность планеты аппарата — введены опорно-демпфирующее посадочное устройство в форме пустотелого тора и тормозное устройство в виде конической формы щитка, заменившего парашютную систему торможения на конечном участке посадки.
О запусках АМС «Венера-9, -10, -11, -12» в таблице 5.2. На рисунках 5.45, 5.46. 5.47 и 5.48 на примере АМС «Венера-13 и -14» приведены общий вид всех последующих АМС, их спускаемого (СА) и посадочного аппарата (ПА), переданная на Землю цветная панорама участка поверхности Венеры и состав научной аппаратуры ПА «Венера-13».
Технические характеристики АМС «Венера-13 и -14»: полная масса АМС -4300 кг; масса СА - 1645 кг; масса ПА — 760 кг. Масса научной аппаратуры: на орбитальном аппарате (ОА) — 92 кг, на ПА — 100 кг.
Теперь дадим описание многоступенчатой, достаточно сложной, схемы спуска и посадки ПА, АМС «Венера-13 и -14», достигнувших поверхности планеты.
После прохождения СА участка аэродинамического торможения с гипер- и сверхзвуковыми скоростями, на высоте 61...68 км над поверхностью Венеры вводится парашютная система. Продолжительность спуска на парашюте составляет 10... 14 с. Затем происходит отделение верхней полусферы сферической оболочки СА с парашютом увода и вводится тормозной парашют.
Аэростатные зонды последующих АМС для исследования Венеры «Вега-1 и -2». расположенные в верхней полусфере, отводится вместе с ней от СА также парашютом увода. На момент отделения верхней полусферы высота составляет 59...66 км. Через 4 с после ввода основного тормозного парашюта отделяется нижняя полусфера
232
5-2
1 - спускаемый аппарат; 2 - научная аппаратура;
3 - остронаправленная антенна; 4 - блок баков;
5 - радиатор горячего контура системы терморегулирования;
6 - прибор ориентации на Землю; 7 - научная аппаратура;
8 - приборы ориентации на звезду;
9 - приборы ориентации на Солнце;
10 - малонаправленная антенна;
11 - приборный отсек; 12 - научная аппаратура;
13 - баллон системы ориентации;
14 - радиатор холодного контура системы терморегулирования;
15- газовые сопла системы ориентации;
16- магнитометр;
17 - солнечная батарея;
18 - орбитальный аппарат.
Рисунок 5.45. Общий вид и элементы конструкции АМС «Венера-13»
оболочки СА. Общее время снижения СА на парашюте увода и торможения 546...628 с. К моменту отделения тормозного парашюта устанавливаются следующие параметры движения аппарата: высота - 43...48 км, скорость - 17-27 м/с, скоростной напор - 38.. .46 кг/м2.
После отделения парашюта снижение ПА осуществляется на жестком аэродинамическом тормозном щитке диаметром 2,12 м. Сначала ПА разгоняется, достигая скорости около 50 м/с, а к моменту посадки снижается до 6,9...8,4 м/с (скоростной напор - 180...250 кг/м2).
Демпфирование ударной нагрузки при посадке и устойчивость положения ПА в пространстве обеспечиваются с помощью посадочного устройства в форме полого тора. Время снижения ПА с высоты 125 км составляет около 61 ...67 мин.
233
5-2
1	- отсек парашютной системы;
2	- отсек научной аппаратуры, работающей в облачном слое;
3	- научная аппаратура; 4 - телефотометр;
5	- служебная аппаратура; 6 - прочный корпус;
7	- теплоизоляция; 8 - теплозащитный корпус;
9	- посадочное устройство;
10	- научная аппаратура;
11	- щиток (аэродинамическое тормозное устройство);
12	- антенна.
Рисунок 5.46. Общий вид и элементы конструкции СА АМС «Венера-13»
Рисунок 5.47. Панорама участка поверхности Венеры у посадочного устройства (опоры) ПА АМС «Венера-13»
234
5-2
1	- газовый хроматограф для исследования состава атмосферы и аэрозоля при спуске;
2	- масс-спектрометр для исследования химического и изотопного состава атмосферы и аэрозоля при спуске;
3	- нефелометр для определения размеров и концентрации частиц аэрозоля, коэффициента преломления при спуске и после посадки;
4	- радиоспектрометр для исследования электрической и сейсмической активности планеты;
5	- рентгенофлюоресцентный анализатор химического состава аэрозоля при спуске
и после посадки;
6	- грунтозаборное устройство (доставка грунта в отсек для анализа);
7	- влагомер для измерения содержания воды в атмосфере;
8	- экспериментальная солнечная батарея;
9	- измеритель давления и температуры в атмосфере и на поверхности планеты;
10	- посадочное устройство;
11	- химический индикатор для определения наличия кислорода после посадки;
12	- ферма; 13 - измеритель физико-механических характеристик грунта, несущей способности и сопротивления срезу грунта, электропроводности грунта;
14	- корпус; 15 - теплоизоляция; 16 - спектрометр и сканирующий фотометр;
17	-телефотометр для получения панорамы поверхности планеты;
18	- датчики динамических перегрузок;
19	- щиток для аэродинамического торможения;
20	- антенна; 21 - контейнер.
Рисунок 5.48. Научная аппаратура ПА АМС «Венера-13 и -14»
235
5-2
В процессе спуска в атмосфере Венеры температура и давление внешней среды резко возрастают и ПА подвергается воздействию тепловых потоков в несколько десятков МВт/м2. Во время спуска, наряду с внешним тепловым воздействием атмосферы Венеры, в приборном контейнере ПА работает тепловыделяющая аппаратура служебных и научных систем.
Тепловой режим ПА в этих сложных атмосферных условиях предназначено обеспечить его системой терморегулирования.
Далее рассматриваются некоторые особенности конструкции СОТР ПА, используемые для её создания средства, приведены исходные данные для расчета, основные расчетные соотношения, а также, в качестве иллюстрации достижений тех времен, отдельные результаты расчета теплового режима аппарата и наиболее теплонапряженных его элементов.
Успешное завершение экспедиций рассматриваемых АМС подтверждает правильность принятых тогда решений при проектировании СОТР этих АМС, а также и последующих АМС «Вега-1 и -2», в составе которых были и успешно сработали аналогичные ПА.
Назначение и состав СОТР ПА АМС «Венера-13 и -14»
В состав ПА входят: отсек научной аппаратуры (ОНА), антенна, приборный герметичный контейнер (ПГК), посадочное устройство (ПУ), тормозной щиток, внешняя научная аппаратура (см. рисунок 5.48) и их электронные блоки, расположенные вместе с химической батареей, радиокомплексом и другой служебной аппаратурой внутри ПГК и частично в ОНА.
Схема ПА без парашютного отсека, антенны, части внешней и внутренней аппаратуры приведена на рисунке 5.49 с целью дать представление об основных элементах СОТР АМС «Венера-13».
Аппаратура ОНА и ПГК работоспособна в относительно узких диапазонах температур; элементы конструкции также имеют эксплуатационные температурные ограничения, перечисляемые в дальнейшем описании.
Отсек научной аппаратуры ПА должен надежно функционировать при снижении его в атмосфере Венеры до высоты, соответствующей давлению окружающей среды 15^2 атм (Г07рКср=275°С), при температуре газа внутри отсека Т< 50°С.
ПГК должен надежно работать при снижении аппарата в атмосфере до посадки и в течение 20 мин пребывания ПА на поверхности Венеры (при температуре газа на входе в зону передатчиков радиокомплекса <50°С и других ограничениях по допустимой температуре элементов конструкции).
Все заданные температурные ограничения должны быть учтены при разработке СОТР ПА, которая включает как пассивные, так и активные средства: наружную и внутреннюю теплоизоляцию, предварительное захолаживание отсеков (активная система), высокое термическое сопротивление элементов крепления к корпусу ПА аппаратуры и оборудования, тепловые аккумуляторы из бериллия, сублимирующего вещества ТСП-25, а также на базе рабочего вещества (LiNO3x3H2O), имеющего температуру плавления около 30°С, и систему принудительной циркуляции газа в ПГК (активная система).
Далее подробно рассматривается структура СОТР (тепловая изоляция) отсека научной аппаратуры (НА) и ПГК.
236
5-2
азотнокислый литий
тюбинг______
азотнокислый литий
парашютный отсек
бериллий
посадочное устройство
приборный отсек (гермоконтейнер)
отсек НА
тормозной щиток
Рисунок 5.49. Общий вид схемы наружной и внутренней теплоизоляции ПА АМС «Венера-13»
1	- наружная теплоизоляция (материал ПТКВ-260, 5=110 мм, ATM-11 в труднодоступных местах);
2-	внутренняя теплоизоляция верхней полусферы (материал КГ-25, 5=40 мм);
3-	внутренняя теплоизоляция нижней полусферы (материал АТМ-3, 5=30 мм);
4-	корпус ПГК (материал ВТ-6, 5=6 мм);
5-внутренняя теплоизоляция отсека научной аппаратуры (материал ФК-20-А-20).
Рисунок 5.50. Схема, материалы и размеры слоев наружной и внутренней теплоизоляции ПА АМС «Венера-13»
237
5-2
СОТР отсека научной аппаратуры
В процессе спуска ПА отсек научной аппаратуреы остается герметичным. Для защиты от внешних тепловых воздействий корпус ОНА снабжен наружной и внутренней теплоизоляцией.
В качестве основной наружной теплоизоляции применён пеноасбест КГ-25 с четырехкратным поджатием (р~64 кг/м3) толщиной >50 мм на цилиндрической поверхности корпуса и толщиной >20 мм на верхней вогнутой стенке (рисунок 5.50). Для предотвращения вынужденной конвекции в материале снаружи корпус ОНА защищен полиимидным стеклотекстолитом марки ТИ-154 (~1 мм) и стеклолентой, пропитанной термостойким клеем ВК-33. Нижнее выпуклое дно корпуса ОНА теплоизолировано материалом ПТКВ-260 (старое обозначение КСБ-4).
В качестве внутренней теплоизоляции корпуса ОНА применен материал КГ-25 (р=16±2 кг/м3) толщиной >30 мм, причем на нижнем днище корпуса отсека пеноасбест КГ-25 установлен с четырехкратным поджатием (р~64 кг/м3) для обеспечения теплового режима блока газогенерации (БГГ) грунтозаборного устройства (ГЗУ).
Для уменьшения теплового потока от корпуса к аппаратуре, расположенной внутри отсека, узлы крепления приборной рамы к корпусу выполнены с высоким термическим сопротивлением RL>5 град-час/ккал.
При программной разгерметизации ОНА (Рокр.ср~17 атм) целостность наружной и внутренней теплоизоляции не нарушается, а среда, окружающая аппарат, поступает в отсек по специальному каналу.
Для улучшения температурных условий работы НА отсек заполнен азотом при давлении 0,8-1,2 ата. Для повышения эффективной теплоемкости ОНА предусмотрено проведение его захолаживания через активную систему ПГК.
СОТР приборного гермоконтейнера
Корпус ПГК снабжен наружной и внутренней теплоизоляцией, которая является основной защитой аппарата и его элементов от теплового воздействия внешней среды. Принятая схема установки наружной и внутренней теплоизоляции на сферическом корпусе ПГК отвечает требованиям оптимизации общего веса ПА, а также температурным ограничениям условий работы внешних элементов конструкции аппарата (герморазъемов, посадочных мест внешних приборов и т.д.).
В качестве наружной теплоизоляции применён материал ПТКВ-260 (р=26О+з2 кг/м ) толщиной 5>110 мм. Теплоизоляция наклеена в два слоя по 55 мм каждый. Внешняя поверхность наружной теплоизоляции закрыта тонкой оболочкой с низкой газопроницаемостью - титановой (6=1 мм) на нижней полусфере и алюминиевой перфорированной фольгой (5=0,1 мм) на верхней полусфере.
В качестве внутренней теплоизоляции использованы следующие материалы: на нижней полусфере - «АТМ-3» с трёхкратным поджатием (р>60 кг/м3) толщиной 5=24-30 мм, на верхней - материал КГ-25 (р>16 кг/м3) толщиной 40 мм.
Для заделки в наружной теплоизоляции технологических щелей и зазоров в зонах прокладки бортовой кабельной сети (БКС) применён теплоизоляционный материал ATM-10 с пятикратным поджатием.
Снаружи ПГК применены тепловые аккумуляторы двух типов - материал бериллий, имеющий высокую удельную теплоемкость, и сублимирующий материал ТСП-25, поглощающий тепло при разложении.
238
5-2
Внутри ПГК, в центральном и двух боковых герметичных теплообменниках размещен трехводный азотнокислый литий, поглощающий тепло при изменении агрегатного состояния (при плавлении).
Бериллий применён в виде накладки на корпусе ПГК в местах сосредоточенных тепловых потоков и на элементах конструкции с напряженным тепловым режимом. Материал ТСП-25 применен в нижней зоне ПГК, где толщина внутренней теплоизоляции минимальна, а также в составе материала ТПН-50.
Материал ТПН-50 (р~450 кг/м3) представляет собой теплоизоляционный материал ПТКВ-260, пропитанный сублиматором ТСП-25. Он применён в зоне БГГ и механизма подачи грунта (МПГ) ГЗУ для обеспечения их теплового режима. Трехводный азотнокислый литий использован также в теплообменнике СОТР для поддержания заданного температурного диапазона газа в зоне передатчиков радиокомплекса. Кроме того, вещество (LiNO3x3H2O) применено для обеспечения теплового режима приборов комплекса «Арахис» и «Спектрофотометр» (блок ИСАВ-0, Е), установленных на корпусе ПГК и подверженных воздействию сосредоточенных тепловых потоков от корпуса. Зоны размещения и веса тепловых аккумуляторов (ТА) приведены в таблице 5.7.
Таблица 5.7. Тепловые аккумуляторы в конструкции СОТР ПА
тип ТА	зона размещения ТА	кол-во	вес, кг
бериллий	крепление конического переходника от ОНА к корпусу ПГК	1	3,0
	крепление посадочного устройства к к корпусу ПГК	6	всего 2,0
	герморазъемы нижней полусферы	37	по 0,12
	блок газогенератора	1	2,0
	гермоввод МПГ в ПГК	1	0,6
	посадочное место иллюминатора ИСАВ	1	0,45
LiN03x3H20	центральный теплообменник ПК	1	6,5
	боковые теплообменники ПК	2	по 0,3
	рубашка прибора «Арахис»	1	1,5
	рубашка блока ИСАВ-О, Е	1	1,1
сублиматор ТСП-25	блок газогенератора	1	0,5
	на нижней полусфере корпуса ПГК	1	2,0
ТПН-50	в зоне газоводов блока газогенератора	1	0,8
	в зоне МПГ	1	з,о
239
5-2
Для уменьшения притока тепла по узлам крепления (к корпусу ПГК от внешних элементов конструкции и к приборной массе от корпуса) использованы элементы крепления с высоким термическим сопротивлением. Значения этих сопротивлений в зонах крепления к ПГК элементов конструкции представлены в таблице 5.8.
Таблица 5.8. Термосопротивления в конструкции СОТР ПА
зона установки	наименование элемента	кол-во	термосопр. град-час/ккал
наружные элементы верхней полусферы корпуса ПГК	кронштейн крепления иллюминатора ИСАВ	1	5
	конический переходник от ОНА к корпусу ПГК	1	1
	вывод труб СОТР	1	5
	тюбинг	1	10
	спицы, удерживающие внешний кожух из Ti		50
наружные элементы нижней полусферы корпуса ПГК	узел крепления посадочного устройства	1	3
	жгуты БКС	1	0,8
наружные элементы корпуса ОНА	узел крепления антенны	1	15
	узел крепления парашютного отсека	1	1
	узел крепления тормозного щитка	1	3
	заборник среды Масс-спектрометра	1	50
	заборник среды системы разгерметизации	1	50
внутренние элементы ОНА	крепление приборной рамы к корпусу ОНА	1	5
	жгуты ОНА	1	1
внутренние элементы ПГК	крепление приборной рамы к корпусу ПГК	1	3
	клапан СТР	1	5
	крепление блока ИСАВ-О, Е	1	1
	крепление прибора «Арахис»	1	23
	жгуты ПГК	1	1
	крепление датчиков давления	1	15
240
5-2
Система терморегулирования ПГК обеспечивает выравнивание температурного поля приборной массы путем организации принудительной циркуляции газа по рабочему контуру с помощью вентилятора. Для понижения энергопотребления вентилятора и улучшения теплообмена между газом и аппаратурой начальное давление газа в ПГК установлено равным Р=2±0,2 атм.
Для повышения эффективной теплоемкости ПГК проводится его захолаживание активной СТР до минус 15°С за двое суток до отделения СА от ОА. В систему захолаживания входит рекуперативный теплообменник, включающий внешний и внутренний каналы захолаживания (разделенные корпусом ПГК) и отсечной клапан. Для предотвращения возможной циркуляции газа во внешнем канале захолаживания под действием перепада давления между срезами труб СТР отверстие одной из них (после резки труб) закрывается крышкой.
Для обеспечения заданного теплового режима БГГ ГЗУ, расположенного во внешней теплоизоляции между ОНА и ПГК, применены: наружная теплоизоляция ПТКВ-260, аккумуляторы тепла (бериллий, сублиматор ТСП-25 и материал ТПН-50, таблица 5.7), а также высокое термическое сопротивление (R?>5, град-час/ккал) стеклотекстолитового кронштейна крепления блока к коническому переходнику. Минимальное расстояние между бериллиевым корпусом БГГ и корпусом ОНА составляет >30мм.
Исходные данные, используемые для проектных расчетов
К, Применительно к отсеку научной аппаратуры
В период работы научной аппаратуры тепловое воздействие на ОНА обусловливается изменением температуры и давления окружающей среды на участке спуска (до момента разгерметизации отсека), а также внутренним тепловыделением работающей аппаратуры. Максимальное расчетное время работы НА составляет 27 мин, а температура окружающей среды меняется от минус 35°С до +275°С. Внутреннее тепловыделение работающей аппаратуры принято постоянным и равным 45 ккал/час.
Техническими условиями на разработку ПА АМС «Венера-13» в части проектирования ОНА заданы следующие ограничения:
-	диапазон температур газа в отсеке на участке работы аппаратуры равен от -ЗО°С до +50°С;
-	температура обечайки отсека (на половине высоты образующей цилиндрической части корпуса) в момент разгерметизации не более +150°С;
-	начальные (к моменту входа в атмосферу) значения температуры ОНА и его элементов - от -10°С до +20°С;
-	размеры элементов корпуса ОНА и схема теплоизоляции соответствуют рисунку 5.50.
При расчете теплового режима отсека НА и его основных элементов приняты следующие исходные данные:
-	масса НА с приборной рамой 64=22,4 кг;
-	теплоемкость НА с приборной рамой С4=О,15 ккал/(кг град);
-	суммарное термическое сопротивление элементов крепления приборной рамы к корпусу ОНА (титановые шпильки, асботекстолитовые втулки) составляет R^>5 град-час/ккал (таблица 5.8).
241
5-2
Б. Применительно к приборному термоконтейнеру
При снижении в атмосфере и во время пребывания ПА на поверхности Венеры аппаратура ПГК подвергается воздействию тепловых потоков от окружающей среды, а также от тепловыделений работающих приборов. При расчетах принимаются во внимание траекторные данные снижения ПА в атмосфере Венеры при минимальной 61,7 мин и максимальной 66,7 мин продолжительности спуска до поверхности, в зависимости от условной высоты поверхности, и соответствующее изменение теплофизических свойств атмосферы Венеры. Внутренние тепловыделения научной и служебной аппаратуры ПГК должны учитываться применением соответствующих циклограмм.
В процессе спуска в атмосфере и при нахождении в течение 20 мин ПА на поверхности Венеры температура его элементов и агрегатов должна находиться в заданных диапазонах, (таблица 5.9).
Таблица 5.9. Допустимые значения температур конструкции ПА
элемент, зона в конструкции ПА	допустимые значение температур		примечания
	7’,„,„,оС	Тта„°С	
газ в отсеке НА	-30	+50	к моменту разгерметизации ОНА при Ртах = 16,5 атм, ттах = 28 мин
газ в ПГК после разделения и до посадки	-15	+40	через 48 ч после разделения Гт1п>0°С; Гтах=+15°С по ТМ датчикам Teal и Тса2
газ в ПГК к 15-й минуте после посадки на поверхность		не более +50	средняя на входе в зону передатчиков радиокомплекса
газ в ПГК к 20-й минуте после посадки на поверхность		+75...+80	у стенок ПГК
корпус ПГК к 20-й минуте после посадки на поверхность		<350	при X теплоизоляции не более 0,3 ккал/(м-час-град)
блок газогенераторов ГЗУ к моменту посадки	+40	+ 140	
герморазъемы ОНА и ПГК		+290	
Теплофизические характеристики материалов наружной теплоизоляции выбирались с учетом собственных экспериментальных работ, проводимых по определению свойств материалов и сравнительных испытаний материалов в автоклаве в условиях высоких давлений и температур окружающей среды.
Принятые свойства материалов подтверждены результатами тепловых комплексных испытаний в камере высокого давления (КВД) и в ЛКИ при условии качественного нанесения теплоизоляции в соответствии с техдокументацией на изделие. При этом добивались отсутствия пустот и трещин в материале и между блоками изоляции при минимальном количестве клеевых швов толщиной не более 1 мм, при заданной
242
плотности поджатия упругих материалов КГ-25, ATM-ЮС, АТМ-3, при соблюдении других требований к теплоизоляции, определенных собственными инструкциями предприятия.
Данные по массам аккумуляторов тепла, установленных в различных зонах ПГК, и термическим сопротивлениям элементов крепления приведены в таблицах 5.7 и 5.8. Вес аппаратуры, установленной внутри ПГК, с приборной рамой G=232 кг.
Все расчеты проведены при следующих основных допущениях:
-	температура поверхности внешней теплоизоляции равна температуре окружающей среды;
-	теплофизические свойства материалов конструкции постоянны;
-	во внешней теплоизоляции отсутствует вынужденная конвекция (под действием скоростного напора окружающей среды).
Тепловой режим поставляемой смежными предприятиями аппаратуры, располагаемой вне ОНА и ПГК, обеспечивался разработчиками соответствующих приборов.
Анализ теплового режима отсека научной аппаратуры
Отсек научной аппаратуры ОНА предназначен для размещения в нем научной аппаратуры и обеспечения заданных условий ее работы во время прохождения аппаратом облачного слоя (с момента ввода тормозного парашюта до разгерметизации ОНА). Отсек является частью ПА и установлен ниже парашютного отсека над ПГК. Цилиндрическая часть корпуса ОНА крепится на шпильках к фланцу переходного (конического) корпуса, выполненного из титанового сплава ВТ-6. К этому же фланцу через теплоизоляционную прокладку стеклотекстолита КМ-101 (8С11=5 мм) крепится тормозной щиток.
Ниже дается представление о методике расчета теплового режима, применяемой для корпуса ОНА, приборов и газа отсека в период активной работы научной аппаратуры отсека.
Расчет теплового режима корпуса ОНА
Нагрев корпуса происходит под действием тепловых потоков, поступающих по не защищенному теплоизоляцией участку цилиндрического корпуса парашютного отсека и по стыку тормозного щитка с фланцем корпуса, а также вследствие прогрева наружной теплоизоляции.
При определении средней температуры цилиндрического участка стенки корпуса при нагреве отсека через наружную теплоизоляцию с учетом локальных теплопроводов численно решалось одномерное уравнение нестационарной теплопроводности для многослойной стенки, состоящей из наружной теплоизоляции, корпуса и внутренней теплоизоляции
dT д
С’у----= —
dx дх
мп— +Ей« дх J ,=1>2
с граничными условиями:
Г=Гср(т), при	= 0, при Х=0,
дх где
X- текущая координата, м; - суммарная толщина стенки, м;
243
5-2
Су - объемная теплоемкость материала корпуса, ккал/(градм3);
X - коэффициент теплопроводности, ккал/(м-час град);
т - время, час;
Гер - температура окружающей среды, °C;
бь Qz - тепловые потоки к корпусу отсека НА от корпуса парашютного отсекал от тормозного щитка соответственно, ккал/(м3*час).
О при Х*ХК
Qi приА=Ак
й№ =
тк - масса корпуса, кг;
Хк- координата точки на корпусе отсека НА, м;
7?, - термические сопротивления, град час/ккал.
С помощью специально разработанной программы для ЭВМ был выполнен расчет средней температуры цилиндрического участка стенки корпуса, который показал, что температура корпуса не превышает максимально допустимого значения.
Для оценки распределения температуры по высоте цилиндрической части корпуса ОНА и по радиусу верхней крышки были проведены расчеты также по уравнениям нестационарной одномерной теплопроводности.
Для цилиндрической части корпуса
с граничными условиями
где
Су - объемная теплоемкость материала корпуса, ккал/(град-м3);
X - коэффициент теплопроводности материала корпуса, ккал/(м-час-град);
/ц - длина образующей цилиндрической части корпуса, м;
бз - тепловой поток, подводимый через наружную теплоизоляцию, ккал/(м3-час).
Q _ ^ИЗ Ч^ср
3	5„,-5м ’
Хиз - коэффициент теплопроводности наружной теплоизоляции, ккал/(м-частрад) (4=0,15 ккал/(м-час-град));
8ИЗ - толщина наружной изоляции, м (8ИЗ=55 мм);
8М - толщина материала корпуса, м (8М=4 мм).
Для верхней части крышки и днища
dT X д Г дТ}
Су----=------г----+ Q-
dx г дг\ дг)
с граничными условиями
где гц - радиус верхней крышки и днища, м. Материал верхней крышки - АМГ-6. днища - титан.
244
5-2
Расчеты проводились также на ЭВМ. Принимались следующие теплофизические свойства основных материалов:
-	коэффициенты теплопроводности для АМГ-6 и титана соответственно Х= 100 и 7,6 ккал/(м-час-град);
-	теплоемкость для АМГ-6 и титана соответственно С=0,22 и 0,13 ккал/(кгтрад).
Как показали расчеты, температура верхней крышки не превышает 220°С.
Поскольку температура днища корпуса отсека НА в значительной мере определяет тепловой режим БГГ, проводился и расчет изменения температуры центральной зоны днища к моменту посадки ПА. Результаты показали, что температура центральной зоны днища корпуса ОНА в зоне расположения БГГ к моменту посадки достигает порядка 400°С.
Определение средней температуры приборной массы и газа в ОНА
Расчет теплового режима аппаратуры проводился в предположении, что суммарный тепловой поток, поступающий в отсек научной аппаратуры, полностью аккумулируется приборной массой.
Для отсека НА уравнение теплового баланса при расчете среднемассовой температуры приборной массы имеет вид
ca-ga-^= Ееиз,+2т+Хекрр /=1,2,3	у
где СА - усредненная удельная теплоемкость приборной массы отсека НА, ккал/(кг-град);
(7А - масса аппаратуры с приборной плитой, кг;
ГАт - текущая температура приборной массы, °C.
Среднее тепловыделение работающей научной аппаратуры:
0т =45 ккал/час;
^2из, (/=1,2,3) - количество тепла (тепловая энергия), поступающее от корпуса через внутреннюю теплоизоляцию цилиндрической части корпуса, верхней крышки и днища, соответственно, ккал;
L2kp/- суммарное количество тепла, поступающее по элементам крепления приборной плиты, кабелям и т.д., ккал.
Расчетная зависимость изменения средней температуры корпуса может быть представлена в виде Тк=Ат+В. После подстановки линейной зависимости Тк и интегрирования из уравнения теплового баланса получается формула для расчета ГАт:
ГАт=(ГАо —2т’^экв	• САСАТ?экв) •еСлСл/?,м‘ +Ат +Qt'B)kb—B —А • C^G А7?Экв,
где Яжв - эквивалентное термическое сопротивление между корпусом и аппаратурой, град-час/ккал;
экв *Г j ^КР/
D ( 1	1	V'' ( 3 • Z
= ---- “I" ---- + / ------- ,
аА, аИз - коэффициенты теплоотдачи соответственно от поверхности внутренней теплоизоляции к газу и от газа к аппаратуре, ккал/(м2-час град);
245
5-2
FA, ^из - площади поверхности аппаратуры и теплоизоляции, омываемые газом, м2: X- коэффициент теплопроводности теплоизоляции, ккал/(м-час-град);
- толщина теплоизоляции на z-м участке, м;
7?кр/ - термическое сопротивление мест креплений, град.час/ккал;
Температура газа Тг в отсеке определялась в предположении, что теплоемкость газа пренебрежимо мала, по формуле
----+ Г. -Я.	1 Z Я \
т = (а'^А____________ гдеЯ£ =------- +(------) .
’ (а-Пиз b-FJM3
---+ IL
(«Ла
Как показали расчеты, средняя температура приборной массы к моменту разгерметизации ОНА не превышает 40°С, а температура газа к этому же моменту времени не выше 50°С.
Расчет теплового режима блока газогенераторов (БГГ)
Допустимая температура БГГ 4... 140°С.
Уравнение теплового баланса для БГГ имеет вид
Ск----=	+ (2онд Т QriK + Qk + Qr-t
b j	^UnA	IK К	5
ат
где T— среднемассовая температура БГГ, °C;
СБ - эффективная теплоемкость массы БГГ, ккал/град;
2из - тепловой поток через теплоизоляцию со стороны конического корпуса к БГГ, ккал/час;
бонд - тепловой поток через теплоизоляцию со стороны корпуса отсека НА. ккал/час. Толщина теплоизоляции в этой зоне 30 мм;
2пк - тепловой поток через теплоизоляцию со стороны корпуса ПК;
- тепловой поток по кронштейну крепления БГГ к коническому корпусу, ккал/час;
Qv - тепловой поток по трубкам газоводов, ккал/час.
Теплоемкость БГГ
х,	/'	-с Г'тС
^Б ~ ^Вс * ^Вс +	’ mX\X\ + гр _гр ’
С’О “ ^СК
где СВс, Сцп - коэффициенты теплоемкости бериллия и материала пиропатронов соответственно, ккал/(кгК);
^вс, тип ~ массы бериллиевого корпуса и материала пиропатронов, соответственно, кг;
mc- масса сублиматора ТСП-25 в БГГ, кг;
ТСо, ТСк - температура начала и конца сублимации, °C;
г - теплота разложения сублиматора ТСП-25, ккал/кг;
0 для Т<ТС0
385 для Тс0<Т<Тск
0 для Т>ТСк
Тепловые потоки, входящие в уравнение теплового баланса БГГ, были представлены в виде
246
5-2
Q-^,
R,
где Г, - температура z-го элемента, °C;
^-термическое сопротивление /-го элемента, (град-час)/ккал,
r =f—l— Y
Термические сопротивления элементов (град-час/ккал): 7?из=5,6, /?Онл=3, /?11К=0,617, Як=10, Аг=3.
Температура блока пиропатронов (БПП) к началу его работы может принимать различные значения в зависимости от следующих факторов:
- времени до момента срабатывания БПП (61,7...66,7 мин);
-	давления и температуры окружающей среды и, следовательно, окружающих элементов конструкции до момента срабатывания;
-	эффективного коэффициентиа теплопроводности 6=0,15-0,35 ккал/(м-час-град)) теплоизоляции;
-	начальной температуры БПП в момент входа (Гнач= -10.. .20°С).
Для расчета максимальных и минимальных температур БПП принимались исходные данные (изменение температуры элементов конструкции в зоне БГГ) по результатам и данным испытаний тепловых машин ПА в КВД. Расчет, проведенный численным методом на ЭВМ, показал, что температура БГГ находится в заданном диапазоне. Расчет теплового режима БГГ проводился совместно с организацией-партнером по проекту.
Анализ теплового режима приборного контейнера (ПК)
В данном разделе приведена методика расчета средней температуры корпуса ПК и температуры его теплонапряженных зон - в местах входа труб СТР, установки иллюминатора ИСАВ, крепления механизма подачи грунта ГЗУ. Анализируется тепловой режим герморазъемов, теплообменника ПК и температуры газа в ПК.
Расчет средней температуры корпуса термоконтейнера
Во время спуска аппарата в атмосфере и пребывания его на поверхности Венеры корпус ПГК ПА подвержен воздействию тепловых потоков. При этом суммарный тепловой поток, поступающий к его корпусу, определяется по формуле
Qk= биз + бэп,
где 2из, 2эн - тепловые потоки, поступающие к корпусу через наружную теплоизоляцию и по элементам конструкции, не защищенной теплоизоляцией;
бэн~ билл + 2мпг+ бонд + бпу+ бстр+бп5’
бонд, бпу - тепловые потоки, поступающие к корпусу по узлам крепления ОНА с посадочным устройством;
билл, бмпг, бстр - тепловые потоки, поступающие к корпусу по конструкции иллюминатора, механизма подачи грунта (ГЗУ), трубам канала захолаживания СТР;
бгр - тепловые потоки, поступающие к корпусу ПГК по герморазъемам.
При определении нагрева корпуса через наружную теплоизоляцию численно решалось уравнение нестационарной теплопроводности
дТ 1 д (2 . дТ}
Ср р----= —г----\Г -А,--
дт г2 dr I дг)
247
5-2
с граничными условиями дТ Т=Тср(т) при г=Г| и — =0 при r=r2.
Начальное значение температуры на момент входа в атмосферу принималось равным То=О±1О°С.
В приведенном уравнении приняты следующие обозначения:
СР - удельная теплоемкость, р - плотность; X - коэффициент теплопроводности: Т- температура; т - время; г - текущая координата.
Расчет проводился для многослойной стенки, состоящей из наружной теплоизоляции, корпуса и внутренней теплоизоляции, по разработанной программе БС-152-031. При расчете учитывалась зависимость эффективной теплопроводности наружной теплоизоляции от давления, которая определялась на основе экспериментальных данных с учетом экспериментальной отработки макетов ПА в КВД.
Локальные тепловые потоки 2Эн определяются термическим сопротивлением элементов конструкции, не защищенных теплоизоляцией:
Q = ТС?~Т
Уэн R
Отсюда вычисляется прирост температуры корпуса за счет локального теплоподвода:
J Q3H • dx
\Т = --------,
CG
где С - теплоемкость корпуса, G - масса корпуса, R - термическое сопротивление элемента, не защищенного теплоизоляцией, т - текущее время.
Термические сопротивления элементов конструкции, не защищенных теплоизоляцией, представлены в таблице 5.8 Для поглощения сосредоточенных тепловых потоков, поступающих по этим элементам к корпусу, увеличена теплоемкость корпуса в зонах их размещения с помощью установленных на корпусе бериллиевых накладок, необходимый вес которых определялся по формуле
_ бэн
Ве~ С \Т
*^Вс ^Ве
Вычисленные веса этих накладок приведены в таблице 5.7.
Анализ теплового режима корпуса гермоконтейнера в теплонапряженных зонах
Ниже анализируется тепловой режим корпуса ПГК в зонах локальных теплопод-водов - в районе теплообменника системы захолаживания, в зонах герморазъёмов, иллюминатора, механизма подачи грунта ГЗУ.
Тепловой режим корпуса термоконтейнера
в районе теплообменника системы захолаживания
Система терморегулирования ПГК предназначена для обеспечения его теплового режима на трассе перелета АМС «Венера-13» и для захолаживания его перед отделением СА от орбитального отсека. Отделение СА требует разделения труб циркуляционного газового контура.
248
5-2
Первая резка труб СТР производилась при отделении СА от орбитального отсека. После аэродинамического торможения СА перед сбросом верхней полусферы теплозащитной оболочки производилась вторая резка труб СТР. После увода верхней полусферы теплозащитной оболочки одна из труб СТР закрывалась крышкой в месте резки труб. Это уменьшало продув горячего газа по каналу захолаживания при снижении ПА в атмосфере Венеры, что и уменьшало дополнительный нагрев корпуса.
Тепловой режим корпуса в районе системы захолаживания СТР определялся с учетом тепловых потоков, поступающих через теплоизоляцию и с горячим газом окружающей среды, поступающим в канал захолаживания.
Увеличение температуры корпуса ПГК за счет поступления горячего газа в канал захолаживания определяется по формуле
т rK(CG)K+rr(CPG)r
к (CG)K+(CpG)r ’
где Тк - температура корпуса ПГК к концу активного функционирования ПА без учета заполнения канала газом атмосферы; (СС)К - теплоемкость корпуса ПГК; (СС)Г -теплоемкость газа, заполнившего канал захолаживания; Тг - температура этого газа.
С учетом допустимой негерметичности крышки, закрывающей отверстие трубопровода СТР (равную -120 см3/мин при ДР=Змм води.ст.), дополнительный нагрев М\ корпуса из-за продува газа по каналу захолаживания под действием перепада давления ДР на концах трубопровода СТР в месте второй резки определяется по формуле
Qr = (Су)г-К-ДГг,
где V - объемный расход газа через канал захолаживания,
^ = Лц-^ЩЕли=^щУ^/3,6;
Qr - тепловой поток от горячего газа к корпусу,
др Уг'^ЩЕЛИ =3 6.0Л2
ГГщЕЛИ,
2-g
- скорость движения газа в щели.
По данной методике анализировалась температура корпуса ПА в районе теплообменника системы захолаживания.
Тепловой режим герморазъемов
На корпусе ПК установлено 39 герморазъемов. На всех этапах эксплуатации ПА АМС «Венера-13» температура корпуса герморазъема в районе резинового уплотнения и фторопластовой прокладки не должна превышать 290°С.
Для обеспечения теплового режима электроразъемов предусмотрено локальное увеличение теплоемкости корпуса путем установки на каждый разъем кожуха из бериллия.
Уравнение теплового баланса для герморазъема имеет вид
2г = 2из+ бж+ Qk,
где Q - суммарный тепловой поток к герморазъему, 2Из - тепловой поток к герморазъему через наружную теплоизоляцию корпуса ПК, материал которой ПКТВ-260 толщиной 8=60 мм и А<0,3 ккал/(м час град), - тепловой поток к герморазъему от жгутов БКС, Qk - тепловой поток от корпуса приборного контейнера к корпусу герморазъема.
249
5-2
Без учета теплоемкости материала ПТКВ-260 тепловой поток через теплоизоляцию равен
_ (Тср ~	’ Лц
*/из —	/ g \
I /из
Тепловой поток от проводов жгута к корпусу герморазъема через электроизоляционное покрытие жгута
Т -Т
где 7?э - термическое сопротивление электроизоляции между проводами жгута и корпусом герморазъема, Гиз - температура проводов, равная температуре теплоизоляции в зоне расположения жгута. При этом предполагается равенство нулю термического сопротивления электроизоляции между проводом и теплоизоляцией из-за большой поверхности теплового контакта.
Тепловой поток от корпуса приборного контейнера к корпусу герморазъема определяется по формуле
Т -Т
q = пк 2к ?
где Тпк - средняя температура корпуса приборного контейнера; 7?п - термическое сопротивление прокладок в месте установки герморазъема.
После подстановки формул для 2Из, £?ж, Qk уравнение теплового баланса герморазъема принимает вид:
С г _ (^ср ~	. ^из ~	, ^пк ~
Ве Ве’^ m r3 т?п • \ /из
С данным набором формул анализировался прогрев кожухов герморазъемов, установленных на корпусе ПГК.
Тепловой режим корпуса ПГК в зоне иллюминатора прибора ИСАВ
В месте крепления прибора ИСАВ к корпусу приборного контейнера подводится дополнительный тепловой поток по кронштейну, который вызывает местное увеличение температуры корпуса ПГК. Существующее ограничение температуры уплотнительной прокладки (Т<350°С) требует определения местной температуры корпуса ПГК. Расчет распределения температур корпуса ПГК в зоне кронштейна ИСАВ проводился интегрированием одномерного уравнения теплопроводности в цилиндрических координатах
дТк 1 д( .дт^}
дт г дг[ dr I
при граничных условиях
дТк Тср - Тк г = гкр Л—=
Sr RK
г^00 TK=TK
и начальном условии Тк(г)=Тк,
250
5-2
где rKp - радиус отверстия в корпусе ПГК, Тк - температура корпуса ПГК с учетом местного теплоподвода по кронштейну крепления прибора ИСАВ; - термическое сопротивление кронштейна крепления прибора ИСАВ.
Применение методики и выполнение расчета также проводились с помощью программы на ЭВМ.
Анализ теплового режима корпуса термоконтейнера
в зоне крепления механизма подачи грунта ГЗУ
В зоне крепления механизма подачи грунта ГЗУ корпус ПГК подвергается действию больших по величине тепловых потоков, поступающих по элементам конструкции этого устройства, а также через наружную теплоизоляцию, эффективность которой в районе ГЗУ снижается вследствие большого числа вырезов и усложнения технологии нанесения.
Для обеспечения теплового режима корпуса ПГК приняты следующие меры:
-	установлена дополнительная теплоизоляция на элементы механизма подачи грунта, выступающие из основного теплоизоляционного слоя, толщиной 5>60 мм;
-	узлы механизма перегрузки и механизма подачи грунта, расположенные в теплоизоляции, выполнены с высоким термическим сопротивлением R> 12 град час/ккал;
-	на корпусе ПГК в зоне механизма подачи грунта установлен аккумулятор тепла из бериллия весом G=0,6 кг.
Методика расчета температуры корпуса ПК в зоне крепления механизма подачи грунта приведена выше. Тепловой расчет его выполнялся организацией-партнером.
Методика расчета теплообменника ПГК
Теплообменник ПГК предназначен для поддержания теплового режима газа в ПГК в периоды спуска ПА в атмосфере и работы на поверхности планеты. Поглощение тепла происходит за счет аккумулирования тепла при фазовом переходе в нерасходуемом рабочем теле, помещенном в корпус теплообменника. Подвод тепла осуществляется нагретым воздухом, проходящим по специальным каналам внутри корпуса. Рабочим телом служит трехводный азотнокислый литий (LiNO3*3H2O).
Предварительная оценка ряда конструкций теплообменника показала преимущества конструкции, которая вошла в состав СОТР АМС «Венера-13».
Теплообменник представляет собой тонкостенный металлический корпус, в который для прохода охлаждаемого воздуха впаяны каналы из сплющенных трубок АМГ диаметром 6 и толщиной стенки 0,5 мм (позднее были заменены гофрированными пластинами 4x2). В такой конструкции при коэффициенте использования объема около 70% достаточно развиты поверхность и интенсивность теплообмена со стороны воздуха и невелико термическое сопротивление в рабочем теле вследствие частого расположения каналов и малой толщины слоя, через который идет теплопередача.
Для принятого варианта теплообменника полезный объем равен Г=5,3 л, а масса азотнокислого лития при заполнении 90% рабочего объема равна 6,65 кг, теплоемкость при нагреве до 50°С (с учетом теплоты фазового перехода) - 580 Вт-час, площадь проходного сечения для газа FIipox=0,013 м2, площадь теплообмена F1O=1,75 м2. Ориентировочный вес теплообменника (без рабочего тела) - 4,2 кг.
В соответствии с характеристикой вентилятора расход газа при давлении 2 ата равен 20 л/с, тогда скорость в каналах составит W= 1,67 м/с.
251
5-2
Wd Число Рейнольдса Re =----,
v
где dx - гидравлический диаметр канала, dv=2 10 3м; v - кинематическая вязкость азота, v =81 (Г6 м2/с.
Число Пекле определяется формулой Реу = Re- Рг~, где Рг - число Прандтля, Рг=0,71; 7=66 мм.
При заданных значениях величин Ре-у = 10.
В случае когда Реу < 15 , для плоской щели коэффициент теплоотдачи равен 7,6-А О4 Вт d м-К
Общее тепловое сопротивление о 1 5ж а А^
где 8Ж - средняя толщина жидкого слоя рабочего тела, 8Ж=2 мм; А.ж - коэффициент теплопроводности рабочего тела; 7? = 0,015 (м2-К)/Вт.
Количество тепла, поглощаемое рабочим телом за время т,
_ FT0 • т • ДТ R
где ДГ - средняя разность температуры воздуха и температуры рабочего тела за время т.
При т=0,5 ч, ДГ=10 К количество поглощенной рабочим телом тепловой энергии равно Q=516 Вт ч, что приблизительно соответствует теплоемкости рабочего тела.
Гидравлическое сопротивление каналов аккумулятора
AD_rs I , , \ p-w2
АР +^вх + £вых I ’	2	’
где £ - коэффициент сопротивления ^=0,2; ^вх, £вых - местные коэффициенты сопротивления на входе в канал и выходе из канала теплообменника, ^вх=^ВыХ=1; р - плотность газа; I - средняя длина канала, 1=66 мм.
Гидравлические потери при прохождении газом каналов теплообменника равны ДР=2,5 кг/м, что составляет 25% от создаваемого вентилятором напора.
Анализ теплового режима контейнера «Арахис» в зоне механизма подачи грунта (МПГ)
Для компенсации тепловых потоков по механизму подачи грунта в контейнере прибора «Арахис» размещен аккумулятор тепла - азотнокислый литий весом (7=1,2 кг. Величина термического сопротивления МПГ 7?=20 К/Вт.
В районе подающего устройства ГЗУ изменение максимальной температуры корпуса ПГК по времени оценивалось без учета теплоподвода, обусловленного движением капсулы с грунтом по транспортному каналу.
Методика расчета сводится к решению систем дифференциальных уравнений вида
(сР-с),.^=£^
dx
252
5-2
для элементов, не имеющих фазового перехода, где Th CPh G, - температура, теплоем-
Т.-Т, кость и вес z-го элемента; ди - тепловой поток к элементу i от элемента J, у .
Здесь Th Tt - температуры элементов; R,j - термосопротивление между элементами /иу.
Для элементов с фазовым переходом дифференциальные уравнения имеют вид: тт (г г \ дТ; V dGT л д£ж л
при Г<ГФ	=	L = 0;	^ = 0;
дт	дт от
при Т=ТФ -^- = 0; от
dGT дт
асж _i
5 т	Н эфф
при 7>ГФ(СРЖ-6ж).||- =
д&т _ q. д&ж _ Q дт ’ дт
Температура газа на выходе из области теплообмена с элементом / определяется по формуле
Т =
1 вых,
1-е GC”
a-F
GCP
Т + Т 111 вых,
где 7вых,_1 - температура газа на выходе из области теплообмена с элементом z—1, а, - коэффициент теплоотдачи; F, - площадь теплообмена, G - расход газа (для данного расчета С=0);
Ст, Ст, Сж, Сж - соответственно масса и теплоемкость твердой и жидкой фаз элемента; Гф, Нф - температура и теплота фазового перехода: для азотнокислого лития принято Гф=30°С, ЯФ=70 ккал/кг.
Расчет проводился по программе БС-152-081 для начальной температуры элементов Го=О°С. При сделанных допущениях максимальная расчетная температура стенки контейнера прибора «Арахис» вблизи входа МПГ не превышает 55°С к 70-й минуте и 73°С - к 85-й минуте.
Расчет теплового режима внутри термоконтейнера
На участке снижения ПА в атмосфере Венеры и в период пребывания его на поверхности планеты применены пассивные средства обеспечения теплового режима внутри ПГК:
-	внутренняя теплоизоляция;
-	теплообменник с азотнокислым литием;
-	термосопротивления узлов крепления приборов с корпусом.
Для выравнивания температурного поля приборной массы, а также для эффективной работы теплообменника организована принудительная циркуляция газа в ПГК.
Ниже представлена методика расчета теплового режима газа и аппаратуры, размещенной в термоконтейнере.
Расчет температуры корпуса химбатареи в нижней зоне
В ПГК ПА АМС «Венера-13» химическая батарея размещена внизу, в результате чего толщина теплоизоляции между корпусом ПГК и батареей уменьшилась с 30 мм до 22 мм.
253
5-2
Для компенсации дополнительных теплопритоков к батарее, вызванных изменением места ее установки, на наружную поверхность корпуса в нижней зоне ПГК нанесен сублимационный материал ТСП-25 весом 2 кг. Введение сублимационного материала понижает температуру корпуса ПГК по сравнению с ПА АМС «Венера-9 и -10» на 100°С к 15-й минуте после посадки.
Нагрев химической батареи от корпуса ПГК определялся численным решением одномерного уравнения нестационарной теплопроводности для составной стенки, вид которого приведен в разделе, анализирующем тепловой режим ОНА. Расчет проведен по программе БС-152-084. Согласно полученным результатам, к 20-й минуте пребывания на поверхности Венеры температура корпуса батареи не превышает 60°С.
Расчет температуры газа внутри термоконтейнера
Расчет температурного поля в ПГК проводился по разработанной программе БС-152-080, осуществляющей численное решение системы дифференциальных уравнений. Для представления ПГК было выделено 11 элементов с известными характерными средними величинами масс и тепловыделением.
При вычислении термических сопротивлений между элементами учитывалась теплопередача теплопроводностью по элементам конструкции и конвекцией за счет циркуляции газа в отсеке. При расчете теплопередачи между внутренней поверхностью теплоизоляции и приборной массой учитывался также лучистый теплоперенос. Значения термических сопротивлений, принятые в расчете, приведены в таблице 5.8.
В качестве граничного условия используется температура силового корпуса ПГК. Корпус контейнера разбит на 4 зоны, изменение температуры каждой зоны по времени дано с учетом испытаний макета ПА в КВД.
Расчет проведен для начальной температуры элементов 7’1|ач=0°С (при заданной Гнач =0.. .5°С). Как следует из результатов, температура газа на входе в радиокомплекс не превышает допустимой и составляет 27, 37 и 42°С на 67-й, 82-й и 87-й минутах соответственно.
В качестве примера представления результатов расчета температурных характеристик ПА на рисунке 5.51 показано расчетное изменение по времени температуры аппаратуры ГА и температуры газа - Tv в приборном герметичном контейнере ПА АМС «Венера-13», полученное для разных начальных температур, равных 0 (сплошные линии) и 20°С (пунктирные линии).
Таким образом, из представленных материалов можно получить представление о том, как разрабатывалась и применялась расчетно-теоретическая база для моделирования СОТР АМС серий «Венера» и «Вега». Легко заметить, что при создании СОТР этих АМС:
-	широко применялась кооперация с ведущими КБ и вузами страны;
-	для решения систем уравнений, описывающих нестационарный тепловой баланс узлов и агрегатов АМС, стали разрабатывать вычислительные программы и применять ЭВМ;
-	при построении тепловых моделей, а также при внесении изменений в конструкцию АМС целенаправленно выделялись автономные субсистемы СОТР и СТО;
-	результаты летных испытаний и испытаний в КВД целенаправленно использовались для корреляции тепловых математических моделей;
254
5-2
теплофизические свойства применяемых материалов и конструктивные решения в части теплового режима (перед решением о внедрении) отдельно перепроверялись в экспериментах при условиях, приближенных к натурным условиям функционирования этих материалов.
Рисунок 5.51. Изменение расчетных температур аппаратуры и газа ПГК по времени для разных начальных температур
Таблица 5.10. Телеметрическая информация о температурах, зарегистрированных датчиками АМС «Венера-13 и 14» (факсимиле)
	момент	момент	30 минута	конец оеаноа входа	посадки	после посадки	озязи 313 BI4 .313 314 10ТЗ 313	314 10 ТЗ	313	314
Температура газа в районе РК, С	9	13	28	32	45	39	44	50	’2
Температура корпуса термоконтейнера а зоне герм оразъёмоз, С	8	10	170	*	-	190 260	290	224	>
Температура газа з ОНА,С 25	*	49	*	50
Температура блока гаэогенерапии ГЗУ, С 5	33	98	80 404-140
255
5-2
Особую ценность для развития расчетно-теоретической базы конструкций АМС и КА, разрабатываемых в НПО им. С.А. Лавочкина, имели полученные на предшествующих шагах летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) телеметрические данные (таблица 5.10).
Анализ последовательности попыток запуска АМС для исследования Луны и Венеры и результатов этих экспедиций, иллюстрируемых таблицами 5.1 и 5.2, показывает, что добиться высокой эффективности АМС и КА можно только при последовательном методическом подходе к проектированию. При этом необходим тщательный анализ причин очередного неуспеха, устранение их с использованием полученных данных предыдущих ЛКИ, новейших расчетно-теоретических и экспериментальных методов отработки создаваемых изделий, а также достижений в области материаловедения, вычислительной техники.
Действительно, последующие запуски для исследования Луны АМС «Лу на-16»... «Луна-24» завершились успешным выполнением поставленной задачи, за исключением АМС «Луна-18» и «Луна-23», «пострадавших» по вине человеческого фактора на последнем шаге выполнения своей миссии по посадке на поверхность Луны.
Что касается надежности АМС серии «Венера», то её продемонстрировали все аппараты, начиная с «Венеры-7» (запуск в 1970 г.) и заканчивая АМС «Вега-2», запущенной в конце 1984 г., и проработавшей до 1986 года. Эта АМС исследовала комету Галлея и попутно планету Венера с помощью посадочного аппарата и аэростатного зонда, дрейфовавшего в атмосфере Венеры на высоте 60-55 км.
5.2.3. Принцип проектирования СОТР АМС, предназначенных для исследования Марса
Система обеспечения теплового режима АМС серии «Марс», так же как и СОТР АМС серии «Венера» состоит из двух автономных СТР - одна для терморегулирования орбитального блока, вторая - для обеспечения температурного режима спускаемого аппарата (СА) в атмосфере Марса и посадочного аппарата на его поверхность.
На рисунке 5.52 показан общий вид АМС «Марс-3» и ее составные части. Это единственный из всех посылаемых в СССР аппаратов к Марсу, орбитальный блок которого обеспечил доставку СА в атмосферу и ПА на поверхность планеты.
Поскольку функционирование СОТР СА и посадочного аппарата, представлявшего собой некоторую модификацию лунного модуля АМС «Луна-9», в ходе ЛКИ проверить не удалось, далее остановимся на описании принципов проектирования СОТР орбитального модуля, которая по конструкции аналогична СОТР орбитального модуля более поздних АМС серии «Венера». В тексте используются некоторые иллюстрации и размерности физических величин устаревшей системы СГС (объяснение в 5.3.1).
Система терморегулирования орбитального отсека (00) АМС «Марс-3» представляет собой дальнейшее развитие концепции СТР, примененной на объектах «Марс 1969-А и -В», с целью улучшения её характеристик и конструкции.
В результате доработок была повышена производительность блока вентиляторов с 25 до 35 л/с при той же потребляемой электрической мощности, сокращено число ступеней вентиляционного блока с четырех до двух, существенно улучшена и сделана более надежной конструкция блока заслонок, которые стали иметь мягкую кромку. Были заменены подшипники скольжения на шарикоподшипники. Корпус 00 был выполнен более жестким, радиаторы СОТР стали иметь предельно простую и надежную конструкцию и т.д.
256
5-2
1 - антенна французской научной аппаратуры «Стерео»;
2 - остронаправленная параболическая антенна;
3 - спускаемый аппарат (СА) с коническим лобовым аэродинамическим экраном (ЛАЭ);
4-малонаправленная антенна; 5 - радиатор системы терморегулирования;
6-панель солнечной батареи; 7 - блок баков двигательной установки;
8-датчики автоматической системы навигации; 9 - приборы системы астроориентации;
10 - корректирующая тормозная двигательная установка (КТДУ); 11 - приборный отсек.
Рисунок 5.52. Общий вид АМС «Марс-3» и ее составные части
СОТР 00 АМС «Марс-3» (рисунок 5.53) по своему типу вместо жидкостной стала воздушно-циркуляционной - в качестве теплоносителя использовался технически чистый азот, заполняющий приборный отсек. Пределы изменения давления газа 0,8-1,3 ата при заправке до 1,2±0,5 ата.
В состав СТР добавлены также вспомогательные вентиляторы, предназначенные для местного сосредоточенного подвода воздуха к передатчикам во время их работы.
Работает СТР следующим образом. Общую циркуляцию воздуха в системе создает непрерывно работающий вентиляционный блок 1. Он состоит из двух вентиляторов (основного и дублирующего), смонтированных в одном корпусе по схеме «тандем». Воздух движется вдоль приборного отсека тороидальной формы, как по трубе, от входа к выходу, которые расположены рядом, но разделены воздухонепроницаемой перегородкой 5.
257
5-2
1	- вентиляционный блок;
2	- блоки термодатчиков (основной и резервный);
3	- газораспределитель; 4 - блок управления СТР;
5	- перегородка; 6 - регулятор расхода воздуха;
7	- дроссель; 8 - теплообменник блока баков;
9	- радиатор-нагреватель; 10 - радиатор-охладитель;
11 - соединительные трубопроводы.
Рисунок 5.53. Принципиальная схема СОТР орбитального отсека АМС «Марс-3»
Проходя вдоль отсека, воздух охлаждает работающие приборы и обогревает неработающие. На выходе из отсека воздушный поток распределяется так: около 40% (~14 л/с) направляется через дроссель 7 в теплообменник 8 для обогрева топливных баков, остальное (~21 л/с) поступает в регулятор расхода воздуха (РРВ) 6. Такое распределение потока обеспечивается подбором диаметра отверстия дросселя. РРВ имеет две заслонки, расположенные на входе в магистрали радиаторов. Заслонки приводятся в движение электроприводом и кинематически связаны между собой так, что когда одна заслонка открывается, другая закрывается, и наоборот.
Из РРВ часть потока воздуха поступает в радиатор-нагреватель 9 и там подогревается за счет поглощенного нагревателем солнечного тепла. Другая часть потока поступает в радиатор-охладитель 10, где охлаждается путем отвода тепла в космос излучением. Перед входом в вентиляционный блок потоки воздуха, выходящие
258
5-2
из радиаторов и теплообменника блока баков, смешиваются. Температура воздуха после смешивания становится выше или ниже той температуры, которую он имел на выходе из отсека, в зависимости от соотношения расходов воздуха через нагреватель и охладитель. Это соотношение, в свою очередь, зависит от положения заслонок РРВ. Температура воздуха, поступающего в отсек, контролируется блоком термодатчиков (БТД) 2.
В состав БТД входят две группы датчиков ТРБ-10 и 20.
Группа термодатчиков ТРБ-10 замыкается при температуре 10±3°С, а при более высокой температуре находится в разомкнутом состоянии. Группа термодатчиков ТРБ-20 замыкается при температуре 20±3°С, а при более низкой температуре находится в разомкнутом состоянии.
При замыкании ТРБ-10 блок управления СТР 4 получает сигнал о понижении температуры воздуха, а при замыкании ТРБ-20 - сигнал о повышении температуры воздуха. По сигналу БТД блок управления СТР (БУСТР) включает электродвигатель привода РРВ, причем направление вращения вала электродвигателя зависит от того, какая группа ТРБ подала сигнал.
При замыкании ТРБ-20 заслонки РРВ перекладываются в сторону увеличения расхода воздуха через радиатор-охладитель (прямой ход) и температура воздуха понижается.
При замыкании ТРБ-10 заслонки перекладываются в обратном направлении и температура воздуха повышается. Перекладка заслонок продолжается до тех пор, пока сигнал не исчезнет или заслонки не дойдут до упора.
В крайних положениях (0° и 90° к оси канала) заслонки направляют весь поток воздуха, поступающего в РРВ, в один из радиаторов, производительность которого при этом достигает своего максимума.
При такой логике работы автоматика СТР препятствует повышению температуры воздуха, поступающего в отсек, выше 20±3°С и понижению ее ниже 10±3°С. Основные характеристики радиаторов (площадь, As и 8 покрытий, коэффициенты теплоотдачи) выбраны с таким расчетом, чтобы заданный тепловой режим приборного отсека и блока баков обеспечивался при всех режимах работы аппаратуры, предусмотренных программой полета.
На АМС «Марс-3» радиаторы имеют площадь ~1,5 м2 каждый. Поверхность радиатора-нагревателя химически оксидирована (Л=0,55...0,65: 8=0,1 ...0,13). Рабочая сторона радиатора охладителя (обращенная в тень) покрыта белой эмалью АК-573 (А, <0,22, 8>0,87), а нерабочая закрывается матом из ЭВТИ с белой облицовкой.
Характерной особенностью СТР является многопозиционность заслонок РРВ и малая скорость их перекладки (~4 град/мин).
Заслонки РРВ имеют семь фиксированных положений - два крайних и пять промежуточных (0, 15, 30, 45, 60, 75 и 90° к оси канала). Многопозиционность достигается введением дискретного опроса термодатчиков во время перекладки заслонок.
Опрос (включение) БТД происходит в момент замыкания шаговых и концевых контактов коммутатора привода РРВ через каждые 15° хода заслонок. При отсутствии сигнала БТД в момент опроса заслонки останавливаются в одном из фиксированных положений.
Многопозиционность и малая скорость перекладки заслонок РРВ дают возможность избежать резких скачков температуры воздуха, связанных с изменением соотношения расходов через радиаторы. Для повышения надежности СТР предусмотрено управление заслонками РРВ по командной радиолинии.
259
5-2
При подаче команды «Блокировка БТД» блоки термодатчиков отключаются от БУ СТР, а привод РРВ останавливается. При подаче команд «Прямой ход заслонок» или «Обратный ход заслонок» заслонки РРВ перемещаются на один шаг (или до ближайшего контакта) в заданном направлении. Для перевода СТР в режим автоматического регулирования температуры подается команда на включение БТД.
В СОТР АМС «Марс-3» применен типовой состав ЭВТИ орбитального отсека:
-	наружная облицовка - белая стеклоткань Э-0,06;
-	в пакете - 25 слоев ЭВТИ-В;
-	внутренняя облицовка - перкаль.
Ниже приводятся пример расчета основных характеристик СОТР орбитального отсека АМС «Марс-3» с помощью разработанной во время её проектирования математической модели, результаты расчета и их анализ.
Расчет основных характеристик агрегатов СТР орбитального отсека АМС «Марс-3»
Расчеты ведутся при различной производительности радиатора-охладителя (РО):
А. Располагаемая холодопроизводительность РО В установившемся режиме работы: ех = 4,9-(£-Лх-Пх{^;
Ох
(5.12)
(5.13)
7/, — Twy н----------------,
(С-САЬ-(1-х„)
где Xw = e (CG,,)x 5
(a-F)^ (C Gh)x определяются при расходе Кх=0,021 м3/с, давлении Р=\ ата и температуре Г=20°С.
Теплофизические характеристики азота при Р=\ ата и Т=20°С следующее: Х=0,0221 ккал/(м-час-К); кинематическая вязкость v= 1,547-10-5 м2/с; удельная теплоемкость С=0,246 ккал/(кг-К); плотность у =1,12 кг/м3; число Прандтля Рг=0,699.
_ 0,021 f ” 0,00515
= 4,08 м/сек,-—
dudv
D
р wD 4,08-0,081 .....
Re =------=-----------т- = 21360,
v 1,547-10’5
VPr04-Rew 0,023-0,0221-0,867-2909 ,, о
а = 0,023-------------=---------------------------= 15,8,
D	0,081
(а-F)^, = a-F^ =15,8-1,13 = 17,85 ккал/час-°С,
(С • Gh )х = 3600 • СР • у • Vx = 3600 • 0,246 • 1,127 • 0,021 = 21 ккал/час • °C,
Х^=е-°'85 = 0,427, (t-F)x =zx-Fx =0,88-1,55 = 1,364 м2, т]л=0,87.
260
5-2
После подстановки найденных значений коэффициентов уравнения (5.12) и (5.13) принимают вид
(Т V
2Х=5,815•	;	(5.14)
х uooj
T2 = TWX + 0,0831-^.	(5.15)
Зависимость QX(T2), рассчитанная по формулам (5.14) и (5.15), представлена на рисунке 5.54. Как видно из графика, максимальная холодопроизводительность радиатора равна ~3 70 ккал/час (при 77=40°С).
Рисунок 5.54. Зависимость холодо- (Q*) и теплопроизводительности (Qr) радиационных теплообменников орбитального отсека АМС «Марс-3» от температуры газа в контейнере Т2
Б. Располагаемая теплопроизводительность радиатора-нагревателя
В установившемся режиме работы (т Y 2г=Пг- 2п-4,9-(е^Эф)г-|	;
а
Тг Twr (C-Gh\-(\-Uy
2п-^^-^Мг+(1 ^5%) ‘ FMX 'tyxr + (1 ^55)’^мб’ где	( т Y
+£г ’4SX -S' FMX ’tyxr +4,9-8б -£г • FBJ1 -фБГ 4 I.
(5.16)
(5.17)
(5.18)
261
5-2
В (5.18) учтены основные составляющие лучистых тепловых потоков, падающ|( на нагреватель с поверхности ЭВТИ охладителя и панели солнечной батареи.
Принимались следующие значения параметров и коэфициэнтов:
Asr =0,55	/Т.ЭФ=3,6 м2	ф Xi—0,24
£,=0,12	FMr = l,45 м2	Фбг =0,04
А^ sx =0,3	FMx =0,4 м2	Пг =0,95
А =0,88	£бл =3,65 м2	(СС?/7)г=21 ккал/(час-К)
£я=0,9	FMB=3,61 м2	=0,427
4
После подстановки этих значений коэффициентов получим (5.16) и (5.17) в еле дующем виде:
Ог =0,95 Оп -2,011-[ г	(100
(5.19|
(5.20|
(5.21)
4
Т2 =Twr-0,0831 Qr , а (5.18) приобретает вид
Qn = 0,847 • S +0,077 п	Lioo
Расчет зависимости Qr(Tz) проводится для двух случаев: для начала (193-е сутки полета) и конца активного существования орбитального блока на орбите ИСМ (283-е сутки полета). Значения Qn для этих случаев даны в таблице 5.11.
Таблица 5.11. Характеристики СТР блока баков на орбите ИСМ
характеристика	значение	
время полета, ZIIOJ1, сутки	193	283
удельный теплоотвод S, ккал/(м2 час)	592	510 1
температура блока баков ТБ, °C	22	1 13
Qn, ккал/час	507	437
Результаты расчета этих характеристик также представлены на рисунке 5.54. Как видно из графика, в конце полета Qr = 255 ккал/час (при Т2=5°С).
Оценка коэффициента теплопередачи теплообменника блока баков
*6=(CGh)6-(l-%6) где х6 = е <CG")e.
(5.22)
Геометрические характеристики каналов теплообменника (верхнего и нижнего):
/1=0,0039 м2,	П!=0,31 м,	ПГ1=0,05 м,	£1=3,31 м,
/1=0,00268 м2,	П2=0,26 м,	£>Г2=0,041 м,	£2=3,7 м,
0,014
0,0078
= 1,795 м/с,
Re.	^95-0,05 =5800
v 1,547 10-5
262
5-2
0,023 0,0221 0,6990,4-58OO0,8 nn , 2
а, =----------------------------= 9,0 ккал/м • час • С,
0,05
=0,31-3,31 = 1,026 м2
/^ = 9-1,026= 9,23ккал/час-°С,
Кб 0,014	.
= —— =----------= 2,61 м/с,
2 2-/2 0,00536
2,610,041
2 v 1,547 10 s
0,023 - 0,0221  0,6990’4 - 69100,8	„	/2
а,= —---------------------------= 12,7 ккал/м2- час  °C,
0,041
F2 = n2-А, =0,26-3,7 = 0,962 м2.
а2 F2 = 12,7-0,962 = 12,22 ккал/час-°С,
(а • F)6 =9,23 + 12,22 = 21,45 ккал/час • °C,
Хб =е1532 =0,216,
кб= 14-0,784 = 10,98 ккал/час-°C, принимаем: &б=11 ккал/(час-°С).
В приведенных выражениях и далее: As - коэффициент поглощения солнечной радиации; а - коэффициент теплоотдачи, ккал/(м2-час-°С); С - теплоемкость, ккал/(кг °С); D - диаметр, м; 8 - степень черноты; F - площадь поверхности, м; f -площадь сечения, м2; ц - коэффициент эффективности; <р - угловой коэффициент; 6/,- весовой расход газа, кг/час; % - коэффициент уменьшения перепада температур; П- периметр, м; к - коэффициент теплопередачи ккал/(час-°С); S - солнечный тепловой поток, ккал/(м2-час); Т\ - температура газа на входе в приборный отсек; Т2 - температура газа на выходе из приборного отсека; Т3 - температура газа на выходе из теплообменника блока баков; Т4 - температура газа на выходе из радиатора-нагревателя; Г5 - температура газа на выходе из радиатора-охладителя; 7\ - средняя температура приборной массы; ТБ - средняя температура панели СБ; Тб - средняя температура стенки блока баков; TWr - средняя температура стенки канала радиатора-нагревателя; Avx - средняя температура стенки канала радиатора-охладителя; Two- средняя температура стенки приборного отсека; V - объемный расход газа, л/с (м3/с); w - средняя скорость потока газа, м/сек.
Индексы: А - аппаратура, Б - панель СБ, б - блок баков, вн - внутренний, w -стенка, Г - горячий контур, г - гидравлический, и - изоляция, к - корпус, Л -лицевая сторона СБ, м - мидель, нар - наружный, 0 - исходный, начальный; п - поглощаемый, s - солнечный, X - холодный, У- утечка, эф - эффективный, рез - результирующий.
Анализ теплового режима орбитального отсека
Температура в характерных точках воздушного тракта при работе СТР в режиме «переохлаждения»
Режим «переохлаждения» - установившийся режим работы СТР при минимальном тепловыделении аппаратуры, максимальной утечке тепла и полностью открытой заслонке радиатора-нагревателя.
Этот режим является расчетным для проверки способности СТР поддерживать требуемый уровень температур в орбитальном отсеке (ОО) при максимальном отрицательном тепловом балансе ОО.
263
5-2
Установившийся тепловой режим орбитального отсека описывается следующей системой алгебраических уравнений:
	(5.231
(с-са)6-(Л-7’3) = о,4-2у;	(5.241
(C-Gh\-(l\-T2) = Qy-QA,	(5.251
v-i\ = v6-Ty+vv-Tt-	(5.261
k6-(T2-T6) = o,4-Qy;	(5.27)
	(5.28)
(CGJo-(T-T2) = 0,6-Qy-QA.	(5.29)
Уравнение (5.29) используется для проверки правильности решения системы уравнений (5.23)-(5.28).
Согласно оценочным расчетам суммарная утечка тепла через теплоизоляцию, через вырезы в ней и по узлам крепления СБ и антенн будет находиться в пределах 2у=100...300 ккал/час.
Для режима «переохлаждения» принимаем: бу=бутах=300 ккал/час.
Тепловыделение аппаратуры, работающей в дежурном режиме, QK = QK^ =50 ккал/час (при выключенной научной аппаратуре и уменьшенном на 25% потреблении радиокомплекса, системы ориентации и системы терморегулирования).
Принимаем:
(CG/7)o =35 ккал/(час-°С), (CG/,)r=21 ккал/(час-°С), (ССА)б =14 ккал/(час-°С), Кб =11 ккал/(час-°С),
К=35 л/с,
К=21 л/с,
К=14л/с,
(a-F)wO=50 ккал/(час-°С).
Для определения температуры Т2 пользуемся зависимостью Qr(T2) из рисунка 5.54, построенной для 5=5min=510 ккал/(м2час).
Результаты расчета:
Г!=11,2°С;	Г2 =7,5°С;	Г3=-1,1°С;
Т4=19,5оС;	Тб=-3,4°С;	W=5,8°C.
Как видим, Т2>0°С, а Тб>-5°С. Средняя температура стенки приборного отсека Two ниже средней температуры воздуха в отсеке всего на 3,6°С.
Оценка прироста температуры воздуха в приборном отсеке при проведении наиболее теплонапряженных сеансов
За время проведения сеансов № 6р и № 6т продолжительностью 6,27 часа, (наиболее теплонапряженных сеансов из 11 рассмотренных) аппаратура приборного отсека выделяет около 2520 ккал. Кроме того, в каждом из указанных сеансов включается двигатель. При включении ЖРД в его массе аккумулируется около 1200 ккал тепла. Примерно 65% этого тепла проникает в приборный отсек, остальное излучается в космос через отверстие и теплоизоляцию экрана двигателя. В итоге суммарное количество тепла, поступающего в сеансах № 6р и № 6т в приборный ОО аппарата, составит -4080 ккал. Аппаратура СА на трассе не работает и влияния на приборы орбитального отсека не оказывает.
264
5-2
Таким образом, средний тепловой поток, поступающий в приборный отсек во время проведения рассматриваемых сеансов,
~	4080 ГС1
иг =-----= 651 ккал/час.
с 6,27
Утечку тепла будем считать минимальной:
2y=2ymin=100 ккал/час.
Результирующий тепловой поток:
2pn=2c-Qy = 551 ккал/час.
Такой тепловой поток может быть отведен радиатором-охладитетем только при очень высокой температуре воздуха в отсеке.
Положив в уравнениях (5.14) и (5.15) £)х=551 ккал/час, получим
( 551 Y’25
7^=100- —— =312К = 39°С;
™	(.5,815,1
Т2 =39 + 0,0831-551 = 84,8°С.
Полученное значение Т2 является предельным и достижимо лишь при бесконечно длительном воздействии теплового потока (2рс-=551 ккал/час. Поскольку оно намного больше допустимого значения (40°С), метод предельных тепловых режимов для оценки Т2тах не применим.
В данном случае необходимо учитывать начальное состояние ОО (аппарата), его тепловую инерцию и ограниченную продолжительность сеансов № 6р и № 6т.
Наиболее неблагоприятным начальным состоянием ОО является равновесное состояние при работе аппаратуры в дежурном режиме (2д=80 ккал/час) и температуре поступающего в отсек воздуха ~23°С. В этом случае приборная масса будет равномерно прогрета до Та~23°С.
Тепловое равновесие при температуре поступающего воздуха >23 °C невозможно, так как при этой температуре датчики ТРБ-20 обязательно замкнутся и будут выдавать сигнал на перекладку заслонок регулятора расхода воздуха в сторону увеличения холодопроизводительности СТР. При нестационарном нагреве приборной массы перед сеансом ее температура будет ниже температуры поступающего в отсек воздуха, поэтому замыкание ТРБ-20 произойдет при Та<23°С.
Выбранное начальное состояние орбитального отсека должно удовлетворять условию
2СТР(23°С) = 2г(23°С)-ех(23°С) = 0У -еА= 20 ккал/час.	(5.30)
Такое равновесное состояние возможно при среднем положении заслонок РРВ (под 45° к оси канала), при котором в оба радиатора направляется одинаковое количество воздуха (10,5 л/с).
На рисунке 5.54 заштрихованными линиями показаны характеристики радиаторов, рассчитанные по формулам (5.12), (5.13) и (5.16)—(5.18) для случая
Кх=Кг=0,0105 м3/с; АхГ= 0,61; 5=592 ккал/м2час.
На интересующем нас участке новая характеристика нагревателя совпала с построенной ранее (для Кг=0,021 м3/с, 4s.r=0,55 и 5=592 ккал м2/час).
Как видно из графика, при Т2=23°С
CL/?- 2x1/7 - 274 - 254 = 20 ккал /час.
£>1 1/2	^>Л1/2
265
Начальная температура стенки блока баков:
. .	0,4-Sv	40
гб(°) = г2(0) —	= 23----= 19,4°С.
kf,	11
Итак, для оценки Т2п1ах принимаем следующее начальное состояние орбитального отсека (при 1=0):
ккал/час, 2У=2Ут1П=100 ккал/час:
7>77=23,2°С; ГМ=23,2°С; Гб=19,4°С,
Здесь Т\' - температура воздуха в месте установки БТД;
(C-G\-TK+(C-G\-TW0
/м =--------------------- - среднемассовая температура приборного отсека.
(C-G)a + (C-G)k
Нестационарный тепловой режим орбитального отсека приближенно описывает-
ся следующей системой уравнений (С • G)M • Тм = ёс + 2стр - 0,6 • Qy - км6 • (Гм - Г6 +	Д Тстр); 1 Хм	(5.31)
(С • G)6 • Тъ = *М6 • (Тм - Тъ +	ДГстр) - 0,4  Q,; 1-Хм	(5.32)
т_т 0,4-(1-Хб)-(Тм-Т6)-ДТСТР	(5.33)
' М	1-Хм + 0,4-Хм-(1-Х6)	’	
^2 ~ (1 —Хм)’^м + Хм + > '	(5.34)
Г, '= Т+О,4°с,	(5.35)
к =	УС~Хм)	 =g (CG„)0	(5.36)
Мб 1-Хм+0>4-Хм(1-Хб)’	
АТ’стр =	, (С • G)M = (С • G)A + (С • G)K.
Следует отметить, что в уравнениях (5.31) и (5.32) в целях упрощения задачи не учтено поглощение некоторого количества тепла топливом и массой радиатора-охладителя, но это упрощение идет в запас расчета.
Принимаем:
(С- С)Л=0,15 • 770= 115 ккал/°С,
(С-6% =0,20-167=33 ккал/°С,
(С-С)б =0,20-120=24 ккал/°С, (a-F)M=2-25=50 ккал/час*°С, Тогда /м = е-1’4286= 0,240.
110,76
(C-G/,)O=35 ккал/°С, £6=11 ккал/час-°С, %<=0,216.
кМ(. =------------------= 10 ккал/час - °C;
мб 0,76 + 0,4-0,24-0,784
А^стр =	‘ бстр = 0286 • 2стр•
После подстановки значений коэффициентов система уравнений (5.31) и (5.32) принимает вид:
Тм + 0,06757 • (Тм - Тб) = 3,993 + 0,006147 • 2СТР;
(5.37)
266
5-2
h- 0,41667 • (Гм - Г6) = -1,667 + 0,003763 • £>стр;	(5.38)
Т. = 0,625 • Тм + 0,375 • Т. + 0,0342 • Лтр;	(5.39)
Т2 = 0,91 • Тм + 0,09 • Гб + 0,0082 • 2СТР;	(5.40)
7\'= Т}+0А°С-	(5.41)
0стр зависит от положения заслонок РРВ и температуры Т2. Будем считать, что перекладка заслонок происходит в одну сторону (на «холод») при повышении температуры Т\ до 23°С. Тогда первая перекладка заслонок произойдет в начале сеанса № 6р (при /=0), а две последующих - при повторных повышениях Г/. Характер изменения Остр может быть принят таким: при Т\ '=23°C QCtp скачком принимает значение, соответствующее установившейся работе СТР при данном положении заслонок и температуре Т2 до скачка: после скачка 0CTP=const до следующего скачка.
Такая схематизация характера изменения 0стр значительно упрощает расчет, не внося сколько-нибудь заметной погрешности в конечный результат. Значение 0Стр после перекладок определяется по нижеследующим формулам, полученным в пред-
положении, что зависимость (2Стр от хода заслонок близка к линейной. После первой перекладки: 2	1	2	1
2стР=уестР1/2(23оС)---е%(23°С) = -.20---310 = -90 ккал/час.	(5.42)
После второй перекладки: 1	2
2стр =“'2стР1/2(72)_у&(7г)-	(5.43)
После третьей перекладки:
2стр=-^(Т2).	(5.44)
Общие решения дифференциальных уравнений (5.37)-(5.38) для интервала времени, внутри которого (2cTP=const:
Тм = Гмо + (3,203 + 0,005814 • 2СТР)  т + А • (1 - е~0’48421);	(5.45)
Т. = Тб0 + (3,203 + 0,005814 • gCTP) • т - 6,166 • А • (1 - е-0’4842 т),	(5.46)
где	1,631+0,00069-^стр-ОД4-(Тмо- Тб0), т=/-/0,
Гмо, Тбо и t0 - начальные значения температур (для данного интервала) и время начала интервала.
Результаты расчета температур Тм, Гб, 1\ и Т2 по формулам (5.45), (5.46), (5.39) и (5.40) с учетом зависимостей (5.42)-(5.44) даны в таблице 5.12.
Как следует из таблицы 5.12, максимальное значение температуры Т2 равно 32,5°С (в конце сеанса № 6т). Прирост температуры воздуха за время проведения сеансов № 6р и № 6т составляет:
А Т2= Т2 (6,27) - Т2* 32,5-23 = 9,5°С.
Температура воздуха в месте установки БТД (Г1'=Г]+0,4оС) после каждой перекладки понижается на 3,8^1,3°C, но остается на 5-6°С выше верхнего предела настройки ТРБ-10 (13°С).
Для срабатывания ТРБ-10 в данном случае требуется в три раза большее понижение Т\' с выдержкой в 5-10 минут (для преодоления тепловой инерции термодатчиков).
267
5-2
Таблица 5.12. Расчетные значения температуры агрегатов орбитального отсека
интервал времени, час	/, час	Qctp, ккал/час	Тм-> °C	т6, °C	Г|, °C	Г2, °C	примечание
1,84	0 1,84	-90 -90	23,2 28,7	19,4 20,6	18,7 22,6	22,1 27,3	произошла 1 -я перекладка
2,44	1,84 4,28	-217 -217	-/- 33,7	-/- 23,9	18,3 22,6	26,2 31,0	произошла 2-я перекладка
1,99	4,28 6,27	-337 -337	-/- 36,2	-/- 26,3	18,5 20,9	30,1 32,5	произошла । 1 -я перекладка конец сеанса 1
Следовательно, предложение и принятое решение при проектировании СОТР орбитального отсека АМС «Марс-13» и последующих АМС этой серии об односторонней перекладке заслонок было выбрано правильно.
Рассмотренный фрагмент расчета параметров СОТР наглядно (на примере отдельно взятых расчетных случаев орбитального отсека АМС «Марс-3») показывает, как производилось тепловое проектирование космических аппаратов в отсутствие широко применяемых в настоящее время технических и алгоритмических средств проектирования, обеспечивающих высокую скорость и объем вычислений, визуализацию, оптимизацию и т.п.
Некоторые сведения о СОТР АМС «Фобос-1 и -2»
Эта межпланетная станция была разработана как унифицированный базовый аппарат для осуществления многоцелевых и разноплановых экспедиций с целью исследования планет и малых тел (комет, астероидов, спутников планет) Солнечной системы. АМС могла маневрировать в непосредственной близости от поверхности небесных тел, обладающих слабым гравитационным полем.
АМС была спроектирован так, что её конструкция и состав систем служебной части оставались практически неизменными при смене в выборе объекта изучения (Марс, Венера, Луна или другие, в том числе малые, тела). Переоснащения, связанные с изменением цели и научной программы экспедиции, касались в основном запасов топлива, состава отделяемых исследовательских зондов и состава научной аппаратуры. Поэтому конструкция АМС предусматривала возможность размещения на ней, одновременно или выборочно, технических средств дистанционного зондирования (радиолокаторы, телескопы и т.д.), а также десантируемых исследовательских зондов (спускаемых аппаратов, малых станций, пенетраторов и др.).
Силовым элементом конструкции АМС «Фобос» являлся герметичный торовый приборный отсек, к которому снизу пристыкована автономная двигательная установка (АДУ), а сверху - отсек научной аппаратуры (цилиндрический приборный отсек).
В верхней части орбитального блока имелась специальная платформа. На платформе могли быть размещены отделяемые исследовательские зонды. На этой же платформе установлена средненаправленная антенна автономной радиосистемы и могла быть размещена дополнительная научная аппаратура.
268
5-2
Функционирование каждой из АМС «Фобос-1 и -2» продолжалось с июля 1988 по март-апрель 1989 года.
Существенные изменения конструкции этих двух АМС и их целевой задачи как унифицированного базового аппарата, в сравнении с АМС «Марс-3»-«Марс-7», потребовали изменения их СОТР. Во-первых, структура СОТР была разбита в соответствии с компоновкой АМС (рисунок 5.24) на две основные автономные: СОТР автономной двигательной установки, работавшей вплоть до перевода АМС на орбиту ИСМ с параметрами орбиты наблюдения № 1, и СОТР орбитального аппарата (ОА). Во-вторых ОА, в свою очередь, имел два раздельных приборных отсека цилиндрической и тороидальной формы каждый со своей СТР с радиационными теплообменниками расположенными во взаимно перпендикулярных плоскостях (РТО): один - радиатор-охладитель, другой - радиатор-нагреватель. Принципиально же, по принципу работы, все три системы относились к типу СОТР АМС герметичного исполнения с циркуляцией газа в приборных отсеках и РО. СОТР АДУ послужила позднее прототипом СОТР будущего МКБ «Фрегат» (Луженков В.В., 2011; Луженков В.В. и др., 2014), включавшей в свой состав и систему электронагревателей.
На верхней платформе ОА были установлены две посадочные станции - «долгоживущая» автономная станция (ДАС) и мобильная («прыгающая») «ПрОП-Ф» - автоматическая самоходная мини-станция.
Анализ телеметрической информации, поступавшей с борта обеих АМС в продолжение всего полета и маневров на орбите ИСМ, свидетельствовал о соответствии температурного состояния АМС проектным параметрам, полученным расчетным путем и доработанных по результатам испытаний тепловых машин изделия в тепловакуумных испытаниях (ТВИ).
Поэтому следующий проект АМС «Марс-96» базировался на использовании конструкции АМС «Фобос-1 и -2» и её СОТР. Отличием была лишь «навесная» загрузка АМС исследовательскими зондами для посадки на поверхность Марса.
СОТР автономных зондов АМС «Марс-96»
Напомним, что в состав АМС «Марс-96» входили орбитальный аппарат (ОА), две малые автономные станции (МАС), размещаемые на верхней платформе ОА, и два пенетратора, подвешенные к ОА (рисунок 5.25), который должен был совершить перелёт к Марсу и выйти на орбиту ИСМ. МАС (рисунок 5.26) предназначались для работы на поверхности Марса, а носовые части пенетраторов должны были, отделившись при ударе о грунт со скоростью около 80 м/с, проникнуть в него на глубину до 6 м. При этом верхняя, коническая, часть пенетратора должна была остаться на поверхности для снятия панорамы местности и проведения научных исследований. Нижняя часть, соединенная с верхней электрическим кабелем, разматывающимся по мере углубления, должна была исследовать состояние грунта на достигнутой глубине.
Каждый из этих семи объектов содержал определенное количество научных приборов и агрегатов служебных систем, подлежащих терморегулированию в условиях космоса, климатических условиях атмосферы и грунта планеты. Эту функцию выполняли их автономные СТР.
Тепловой режим ОА обеспечивался СОТР, не отличавшейся по структуре и принципу работы от базовой СОТР АМС «Фобос-1 и -2».
269
5-2
При проектировании СОТР МАС и разделяемых частей пенетраторов наравне с ранее используемыми средствами, были использованы и новые средства обеспечения их температурного состояния.
Так, на каждой МАС и в каждом пенетраторе АМС «Марс-96» были установлены радиоизотопные источники электрической и тепловой энергии для питания и нагрева этих автономных аппаратов на поверхности Марса. Причем на каждой из двух МАС устанавливались четыре капсулы по 15 г изотопа в каждой - две для питания, две для обогрева. На каждом из двух пенетраторов - пять капсул, из них также две для питания и три для обогрева. Каждая капсула непрерывно выделяла по 4,5 Вт тепловой мощности.
Сравнивая конструкции АЛС АМС «Луна-9» (рисунок 5.31) и МАС АМС «Марс-96» (рисунок 5.26), можно заметить их внешнее сходство. Однако СОТР этих поверхностных аппаратов разнятся существенно. Марсианская поверхностная станция - это первый отечественный аппарат, в СОТР которой в качестве теплопроводящего устройства использованы две контурные тепловые трубы (КнТТ) с байпасной магистралью и радиоизотопные источники тепла (РИТ). Испарительная часть КнТТ контактирует с плитой, на которой установлен РИТ, а конденсаторная часть находится на холодном обогреваемом участке конструкции МАС. Во время марсианского дня, когда МАС обогревается солнечным излучением, избыточное тепло, выделяемое РИТ, сбрасывается на теневых сторонах элементов конструкции МАС по байпасной линии. Основная научная и служебная аппаратура размещалась в центральной части МАС в вырезах, выполненных в двух полусферических частях (верхней и нижней) теплоизоляции из пенополиуретана ППУ-35. Эти части, склеиваемые после сборки, образуют близкую к сферической форму МАС, закрываемую четырьмя складывающимися лепестками.
Доставку каждого из МАС на поверхность предусматривалось осуществить отстрелом от орбитального аппарата с орбиты ИСМ спускаемого аппарата (СА) с коническим (угол - 120°) лобовым аэродинамическим экраном (ЛАЭ) диаметром 1,4 м. ЛАЭ имел теплозащитное покрытие (ТЗП) толщиной 10 мм из сублимирующего при температуре 900К материала ТТП-02. Такое ТЗП, по результатам расчетов и экспериментальной отработки, должно было надежно защитить МАС от нагрева при спуске в атмосфере Марса при воздействующем тепловом потоке, достигающем своего максимального значения 450 кВт/м2.
После снижения во время аэродинамического торможения скорости, близкой к скорости звука, в соответствии с выбранной схемой спуска должен был быть введен парашют. Затем после сброса ЛАЭ МАС под парашютом должен был быть спущен на фале на 100 м ниже парашюта и отцеплен от фала перед самой посадкой на марсианскую поверхность. Это снижало вероятность накрытия МАС парашютом после посадки. С целью демпфирования ударной нагрузки и успокоения на Марсе после многократных подпрыгиваний было предусмотрено поместить МАС между двух соединенных полусферических эластичных баллонов, которые были наполнены газом, сразу же после сброса ЛАЭ. На поверхности мешки разделялись, и МАС опускался на поверхность с высоты 0,8 м (половина диаметра баллонов-амортизаторов).
Принцип работы СОТР обеих частей пенетратора также строился на использовании РИТ в качестве источника тепла и КнТТ как распределителей тепла по конструкции аппарата.
270
5-2
В состав пенетратора входили:
-	система терморегулирования, включающая теплозащиту наружной поверхности цилиндрической и жесткой конической части аппарата и гибкую теплозащиту НТУ, не препятствующую его укладке в компактный объем, изотопные источники тепла, тепловые трубы, радиаторы;
-	автономная радиосистема;
-	система электропитания, включающая химический источник тока совместно с термоэлектрической батареей и аккумуляторную батарею в качестве буфера;
-	система управления и сбора информации.
К сожалению, из-за аварии при попытке увода АМС с орбиты ИСЗ на траекторию полета к Марсу проектантам СОТР не удалось получить проверку принятых решений по организации теплового режима как ОА, так и посадочных аппаратов на поверхность Марса.
Следующей попыткой направить АМС для исследования Марса и его спутника Фобоса был запуск АМС «Фобос-Грунт», предпринятый через 15 лет после запуска АМС «Марс-96».
СОТР АМС «Фобос-Гоу нт»
Общие сведения о СОТР АМС «Фобос-Грунт»
АМС «Фобос-Грунт» (рисунок 5.27) представлял собой сборку из четырех основных автономных частей: маршевой двигательной установки (МДУ), перелетного модуля (ПМ), возвращаемого аппарата-ракеты (ВА) и спускаемого аппарата (СА).
В соответствии с этим делением СОТР АМС «Фобос-Грунт» включает комплекс автономных СОТР МДУ, ПМ, ВА и СА.
При разработке СОТР АМС использовался принцип объединения аппаратуры и оборудования, имеющих одинаковые температурные требования и подходящую компоновку в составе АМС, в рамки одной автономной подсистемы СТР, а сложный и многокомпонентный ПМ был снабжен несколькими автономными подсистемами СОТР.
СОТР АМС «Фобос-Грунт» разработана с учетом того, что конструкция станции имеет негерметичное исполнение. Подробное описание этой СОТР с соответствующими иллюстрациями её субсистем приведено в (ФОБОС-ГРУНТ, 2011).
В СОТР АМС «Фобос-Грунт» использован весь существовавший на тот момент времени арсенал пассивных и активных средств и набор методов обеспечения теплового режима. Это - теплоизоляция; покрытия с заданными термооптическими свойствами; нормируемые термические связи между элементами конструкции; электронагреватели и термоэлектрические модули холодильные (ТЭМХ); тепловые аккумуляторы; ТСП с АТТ; теплопроводы с сотопанельными радиаторами на базе КТТ с регулятором; теплопроводы на базе АТТ и КнТТ; коллекторные ТТ на базе АТТ; использование теплоемкости конструкции и оборудования и расположение термостати-руемого объекта на АМС определенным образом относительно внешних источников тепловых потоков и смежных элементов конструкции и оборудования.
В структуре СОТР и системе управления и контроля её параметров использовались различные элементы: блок электроавтоматики, управляемые и управляющие термодатчики, чувствительные элементы контура управления СОТР, ПВУ и др.
Основная часть бортовой аппаратуры ПМ и ВА (рисунок 5.27) расположена на специальных приборных сотопанелях, температура которых поддерживается СОТР в заданных пределах. Эти тепловые сотопанели (ТСП) выполняют одновременно роль силовой рамы для установки оборудования и теплоотводящего агрегата
271
5-2
СОТР. Они представляют собой трехслойные панели с сотовым заполнителем, алюминиевыми листами обшивок из сплава В-95 и аксиальными тепловыми трубами (АТТ) из алюминиевого профиля. Элементы ТСП (обшивки, сотозаполнитель, ТТ. точки крепления) соединяются между собой пленочными заливными вспенивающимися или терморасширяющимися клеевыми компаундами, образуя неразъемную композиционную конструкцию. Сотозаполнитель изготавливается из перфорированной алюминиевой фольги. Для улучшения теплового контакта между основанием блоков аппаратуры и поверхностью ТСП устанавливаются прокладки из теплопроводного материала на основе термически расщепленного графита.
Для уменьшения неуправляемого теплообмена с окружающим пространством вся наружная поверхность АМС, за исключением рабочих поверхностей приборов, излучающих поверхностей радиаторов-охладителей и сопел двигателей, закрывается теплоизоляцией. На АМС «Фобос-Грунт» использовалась ЭВТИ-2В.
Компенсация тепловых потерь АМС и поддержание заданного уровня температур обеспечивались электронагревателями (ЭН). Тепловой режим отдельных элементов конструкции и оборудования поддерживался за счет организации лучистых и кон-дуктивных тепловых связей этих элементов с нагревателем и холодильником. Если тепловой баланс фрагмента, определяемый внешним теплообменом с окружающим пространством и внутренним тепловыделением аппаратуры, в процессе эксплуатации меняется существенно, то в СОТР КА «Фобос-Грунт» для организации переменной тепловой связи между источниками тепла и радиатором-холодильником использовались контурные тепловые трубы (КнТТ). КнТТ переменной проводимости входят в основном в состав ТСП ПМ и ВА. Отвод тепла от ТСП в этих системах осуществлялся теплопроводами на основе КнТТ. Излучение тепла в этом случае происходит с поверхности РТО, в которых расположены конденсаторы КнТТ (Альтов В.В. и др, 2010).
Электронагреватели в СОТР АМС «Фобос-Грунт» использовались двух типов: электронагреватели стеклопластиковые тонкослойные (НЭСТ) и электронагреватели фольговые (НЭФ). Оба эти типа нагревателей приклеиваются к поверхности тер-мостатируемого элемента конструкции и обеспечивают плотность теплового потока до 1400 Вт/м2.
Управление НЭСТ, НЭФ и ТЭМХ, т.е. изменение их состояния (вкл/откл), осуществлялось по командам из бортового комплекса управления, которые формировались на основании показаний управляющих температурных датчиков.
СОТР МДУ АМС «Фобос-Грунт»
МДУ АМС «Фобос-Грунт» состоял из блока баков с топливом, приборных отсеков, маршевого двигателя, рулевых машинок, шар-баллонов с азотом для наддува баков с топливом и для газовых двигателей в качестве рабочего тела, четырёх приборных фрезерованных панелей с блоками аппаратуры. Вся наружная поверхность блока баков, кроме зон в районе сопла маршевого двигателя и сопел двигателей малой тяги, была закрыта теплоизоляцией. Сбрасываемый блок баков также закрывался теплоизоляцией. Основу теплоизоляции составляла ЭВТИ-2В. В зонах высокотемпературного воздействия маршевого двигателя дополнительно устанавливались маты из ЭВТИ-2И и ЭВТИ-Е. Для компенсации утечек тепла на некоторые элементы конструкции МДУ были установлены электронагреватели.
В дежурном порядке тепловой режим маршевого двигателя обеспечивался с помощью электронагревателей в зоне охлаждаемой части сопла МДУ в сочетании с использованием теплоизоляции и нормированных тепловых связей. В период работы двигатель, естественно, охлаждался компонентами топлива.
272
5-2
Тепловой режим рулевых машинок поддерживался за счет тепловой связи с топливными баками. Для предотвращения перегрева при длительных включениях МДУ кронштейн крепления рулевых машинок с помощью КнТТ был связан в тепловом отношении со стенкой топливного бака.
Тепловой режим приборных панелей с блоками аппаратуры обеспечивался установкой общей с топливными баками теплоизоляции, организацией лучистой и кон-дуктивной тепловой связи со стенками топливных баков.
Система обеспечения теплового режима ПМ
Основным силовым элементом перелётного модуля КА «Фобос-Грунт» являлся каркас, представлявший собой восемь силовых стоек, объединённых в единую конструкцию верхним и нижним шпангоутами (рисунок 5.27). В каждой из восьми граней каркаса установлена ТСП. К верхнему шпангоуту каркаса крепится ДУ ПМ. Конструктивно она представляет собой связку из четырех сферических топливных баков, соединенных цилиндрическими проставками. В межбаковой полости ДУ ПМ устанавливается плита с четырьмя двигателями коррекции. Крепление плиты к бакам осуществлено с помощью фермы. ПМ являлся многофункциональным конструктивно- автономным фрагментом АМС. Его СОТР была наиболее сложной системой и состояла из следующих автономных подсистем: СТР ТСП, ДУ, грунтозаборного комплекса, платформы приборов штанги малонаправленной антенны (МНА), посадочного места солнечного датчика, привода остронаправленной антенны (ОНА).
Условия функционирования ПМ АМС «Фобос-Грунт», в которых реализовывались экстремальные его тепловые состояния, соответствовали следующим трем этапам эксплуатации станции:
-	полет АМС в окрестности Земли в режиме штатной ориентации (продольная ось станции +Х направлена на Солнце) при реализации наиболее напряженных участков штатной циклограммы энергопотребления приборами, аппаратурой и оборудованием;
-	полет АМС в режиме штатной ориентации в окрестности Марса при минимальном энергопотреблении приборов, аппаратуры и оборудования;
-	пребывание ПМ на поверхности Фобоса с возвращаемым аппаратом (ВА) и без него (после его отлета) при реализации циклограммы минимально возможного внутреннего энергопотребления.
Первый этап функционирования ПМ примечателен тем, что полет происходит в условиях воздействия на внешние элементы КА потока солнечного излучения с максимально возможной плотностью (1400 Вт/м2). На втором этапе функционирования АМС подвергается воздействию потока солнечного излучения плотностью, уже приблизительно в два раза меньшей. На третьем этапе функционирования ПМ будут резко снижены мощность системы электропитания и уровень внутреннего тепловыделения и кардинально изменится характер внешнего теплообмена ПМ как из-за изменения положения Солнца и смены дня и ночи, так и из-за наличия излучения поверхности Фобоса, температура которой в месте посадки может изменяться в течение местных суток от 40°С до -140°С.
Система обеспечения теплового режима ТСП
Как уже отмечалось, основная часть аппаратуры и оборудования ПМ установлена на восьми ТСП, термически объединённых между собой с помощью коллекторного теплопровода. СОТР ТСП ПМ предназначена для обеспечения требуемых температурных
273
5-2
условий на посадочных местах размещенных на них блоков аппаратуры. Она включала следующие основные агрегаты: ТСП (8 шт.), электронагреватели ТСП, ЭН посадочных мест каждого из двух звездных датчиков, коллекторный теплопровод из семи аксиальных тепловых АТТ, два теплопровода радиаторов (ТПР) ПМ на базе КнТТ и, наконец. ЭВТИ. Каждый ТПР включал испаритель, компенсационную полость, ТЭМХ, регулятор давления, транспортные каналы и радиатор-охладитель (РТО-1 и РТО-2). Каждая контурная тепловая труба (КнТТ-l и КнТТ-2) имела байпасную магистраль с автоматическим пассивным регулятором давления, поддерживающим давление пара на выходе из испарителя КнТТ соответствующим температуре пара теплоносителя (12±3)°С. ЭН ТСП устанавливались на коллекторном теплопроводе в зонах первого и второго испарителей КнТТ. Мощность каждого ЭН составляла 30 Вт. Еще один ЭН мощностью 13 Вт устанавливался на седьмом ТСП. Мощности ЭН на посадочных местах двух приборов (БОКЗ-1, БОКЗ-2) составляли по 15 Вт. В качестве чувствительных элементов, управляющих работой ЭН и ТЭМХ, использовались температурные датчики. Все ЭН предусмотрено включать при температуре на управляющем датчике 0°С и выключать при температуре 5°С. ЭН, установленный на седьмом ТСП, включается на поверхности Фобоса по радиокоманде при падении температуры на ТСП ниже 0°С.
СОТР двигательной установки ПМ
ДУ ПМ представляла собой связку из четырех сферических топливных баков, соединенных цилиндрическими проставками. В межбаковой полости ДУ ПМ на специальной ферме из углепластика установлена плита с четырьмя двигателями коррекции. Там же установлены два шар-баллона. Монтаж топливных магистралей выполнен по поверхности топливных баков и шар-баллонов под общей теплоизоляцией типа ЭВТИ-2В. Для защиты конструкции ПМ от излучения факелов работающих двигателей коррекции, также как у МДУ, используется более температуростойкая ЭВТИ. Блок баков с помощью восьми силовых элементов крепится к корпус) ПМ (рисунок 5.27).
Тепловой режим топливных баков, шар-баллонов и топливных магистралей ДУ ПМ обеспечивается с помощью четырех ЭН и ЭВТИ. ЭН секциями мощностью 20 Вт (по 5 Вт на каждом из четырёх баков) установлены на наружной поверхности каждого бака. В качестве чувствительных элементов, управляющих работой ЭН, также используются температурные датчики. При температуре топливного бака в зоне установки этих датчиков ниже 15°С ЭН всех четырех топливных баков включаются, при температуре выше 25°С - выключаются.
Система обеспечения теплового режима блока двигателей коррекции
Система обеспечения теплового режима блока двигателей коррекции (БДК) поддерживает требуемые температурные условий на плите углепластика и включает в себя основные агрегаты СТР - тепловой аккумулятор (ТА), теплопровод БДК с радиатором, ЭН и теплоизоляцию. Плита БДК выполнена из алюминиевого сплава, внизу нее закреплены четыре двигателя. ТА установлен на верхней поверхности плиты. В процессе фазового перехода заправленного в него рабочего вещества температура на поверхности контакта ТА с плитой обеспечивается в диапазоне от 30 до 40°С. Количество тепла, поглощаемое ТА при плавлении рабочего вещества, не менее 300 кДж. Внутренняя полость ТА заправлена плавким веществом массой 0,87+0,1 кг. К верхней крышке корпуса ТА крепится фланец теплопровода БДК. Этот теплопровод, состо
274
5-2
ящий из АТТ и радиатора, служит для сброса тепла с плиты БКД в перерывах между работой двигателей. Время перерывов между последовательными включениями двигателей не менее 24 ч. При работе двигателей поступающее от них тепло идёт на разогрев плиты, ТА и на плавление рабочего вещества. До момента следующего включения за счет излучения тепла через сопла БДК и с рабочей поверхности радиатора, связанного ТТ с плитой БДК, происходит остывание плиты и затвердевание рабочего вещества ТА. При понижении температуры ниже нижнего предела регулирования включается ЭН мощностью 30 Вт, установленный на корпусе ТА. ЭН включается при температуре на управляющем датчике 5°С и выключается при температуре 10°С.
СОТР грунтозаборного комплекса (ГЗК)
Эта система обеспечивает тепловой режим пиротехнических средств и электродвигателей ГЗК и включает: ЭН манипулятора (мощностью 20 Вт), ЭН узла поворота (6 Вт), контейнера с капсулой (7 Вт), балки пневмосистемы (6 Вт), системы отделения тракта (4 Вт), узла поворота тракта (9 Вт) и теплоизоляцию ЭВТИ-2В. В качестве чувствительных элементов, управляющих работой ЭН, также используются температурные датчики. Все ЭН, кроме ЭН узла поворота, включаются при температуре на управляющем датчике 0°С и выключаются при 20°С. ЭН узла поворота включается при температуре на управляющем датчике минус 5°С и выключается при 15°С.
СТР платформы приборов штанги МНА
СТР платформы приборов штанги МНА разработана для обеспечения требуемого температурного состояния посадочных мест располагаемых на ней приборов и включает теплоизоляцию и ЭН мощностью 5 Вт, который включается при температуре на управляющем датчике 0°С и выключается при 15°С. В качестве теплоизоляции используется мат ЭВТИ-2В, составленный из 30 слоев.
СТР посадочного места двух солнечных датчиков
СТР посадочного места двух солнечных датчиков, установленных с помощью кронштейнов на панелях солнечных батарей. В СТР посадочного места каждого солнечного датчика входят ЭН, радиатор и теплоизоляция. ЭН установлен на кронштейне и имеет мощность 10 Вт, включается по показаниям управляющего датчика при температуре минус 5°C и выключается при 5°C. Радиатором служит открытая от ЭВТИ поверхность кронштейна, на которую нанесено терморегулирующее покрытие ЭКОМ-1. В качестве теплоизоляции используется ЭВТИ-2В (30 слоев).
СТР привода остронаправленной антенны
В состав привода, выполненного моноблоком, входят две ступени с взаимно перпендикулярными осями вращения, обеспечивающие вращение антенны вокруг поперечных осей АМС. Тепловой режим моноблока обеспечивается излучением избыточного тепла в космическое пространство с радиационных поверхностей и теплом от управляемых ЭН, входящих в состав конструкции блока. На каждой ступени привода установлен ЭН мощностью 10 Вт, включаемый по показаниям управляющего датчика при температуре минус 20°С и выключаемый при 10°С. Радиатором служит не закрытая ЭВТИ поверхность корпуса привода, на которую нанесено терморегулирующее покрытие К208СрЭ в качестве теплоизоляции - ЭВТИ-2В (30 слоев).
275
5-2
СОТР возвращаемого аппарата-ракеты
Конструктивно ВА включает: двигатель с четырьмя топливными баками и двумя шар-баллонами с азотом; СА в форме конуса с углом раствора 90° (рисунок 5.28). две ТСП с блоками служебной аппаратуры; две батареи фотопреобразователей (БФ): теплопровод радиатора СТР; антенно-фидерную систему. Батарея установлена на баках с топливом, элементы её закреплены на струнах, натянутых на углепластиковый каркас. СОТР ВА выбрана в варианте схемы СОТР приборных панелей, основанной на использовании АТТ и КнТТ. В первых в качестве теплоносителя используется аммиак, во вторых - пропилен. Эта СОТР предназначена для выравнивания поля температур на ТСП и сброса избыточной тепловой энергии через радиатор в окружающее пространство. Блоки аппаратуры устанавливаются на двух приборных панелях, каждая из них представляет собой сотовую конструкцию, внутри которой проложены АТТ, предназначенные для выравнивания поля температур на приборных панелях и передачи теплового потока на испарители КнТТ, являющиеся частью теплопровода, состоящего из двух КнТТ. Конденсаторы КнТТ объединены в один радиатор, устанавливаемый через термические сопротивления на кронштейнах перед панелью с радиокомплексом.
Избыточное тепло от испарителей на ТСП по транспортным линиям передается в радиатор-конденсатор, через поверхность которого излучается в космос. Приборные панели ВА объединены общим коллектором, выполненным на базе АТТ, который служит для перераспределения тепловой нагрузки между приборными панелями.
Тепловой режим ДУ ВА поддерживается обеспечением тепловой связи с ТСП. установкой теплоизоляции и использованием электронагревателей, управляемых по показаниям температурных датчиков.
Тепловой режим СА, доставляющего капсулу с образцами грунта на Землю, на борту ВА обеспечивался за счет изоляции наружной поверхности и тепловым контактом с элементами СОТР ВА {Бондаренко В.А., Финченко В.С., 2009). При спуске в атмосфере Земли защита от высокотемпературного газового потока выполнена путем тепловой изоляции капсулы с грунтом внутри объема СА и покрытия наружной поверхности конического корпуса теплозащитным сублимирующим материалом {Иванков А.А., Финченко В.С., 2009; Алексашкин С.Н., Финченко В.С. и др., 2011). Защита капсулы с грунтом от ударной нагрузки при падении СА на земную поверхность обеспечивалась размещением в корпусе СА теплоизоляции из сминаемого под нагрузкой материала изолан {Петросян Л.В., Финченко В.С. и др., 2009; БулановИ.М. и др., 2009).
Результаты тепловакуумных испытаний тепловых макетов АМС «Фобос-Грунт» подтвердили прогнозируемые результатами расчетов температурные состояния всех агрегатов СОТР и конструкции этой станции. При проектировании СОТР перспективной АМС «Бумеранг», предназначаемой для экспедиции доставки образцов грунта Фобоса {Полищук Г.М., 2009), целесообразно опереться на опыт проектирования СОТР АМС «Фобос-Грунт».
В последние десятилетия прошлого века в НПО им. С. А. Лавочкина был разработан ряд интересных проектов для продолжения исследования планеты Марс. Но, к сожалению, эти проекты не были реализованный. В настоящее время на НПОЛ ведутся разработки новых отечественных АМС для исследования небесных тел Солнечной системы. Краткое описание некоторых из этих проектов выполнен в следующем параграфе.
276
5-3
ЕНО НЕКОТОРЫХ НЕРЕАЛИЗОВАННЫХ ПРОЕКТАХ И О ПЕРСПЕКТИВНЫХ ЭКСПЕДИЦИЯХ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ АМС
Несмотря на неудачи экспедиций АМС серии «Марс» конца 60-х начала 70-х гг. энтузиазм коллектива НПО им. С.А. Лавочкина в деле проектирования АМС для исследования Марса не угасал. Еще летом 1970 г. были выпущены предложения по доставке грунта с Марса. Проект получил наименование 5НМ. Для запуска этой автоматической АМС предполагалось использовать разрабатываемую в то время PH сверхтяжелого класса Н1, способную, по расчетам, выводить на низкую околоземную орбиту массу около 90 тонн. Запуск АМС 5НМ был запланирован на сентябрь 1975 г.
АМС 5НМ
Масса этой станции составляла 20 т. Станция включала орбитальный аппарат (0А) массой 3600 кг. ОА предназначался для доставки на Марс десантного аппарата (ДА) и приема телеметрической информации во время снижения и посадки ДА на марсианскую поверхность. В состав ОА входили:
-	тороидальный приборный отсек (ПО), заимствованный от АМС «Марс-3»;
-	двигательная установка (ДУ) со сферическим топливным баком, заимствованная со станции «Марс-2».
Конфигурация и элементный состав АМС «Марс-5НМ» приведены на рисунке 5.55.
Перелетный аппарат «Земля-Марс» (ПАЗМ) массой 16 тонн имел АЭ с жесткой центральной частью диаметром 6,5 м. После перевода АМС на межпланетную траекторию открывались 30 лепестков, закрепленных по периметру жесткой части, и образовывался жесткий аэродинамический конус диаметром 11 м. Внутри экрана устанавливался приборный отсек с системой управления мягкой посадкой, включая:
1 - возвращаемая капсула; 2 - возвращаемый аппарат (ВА);
3- вторая ступень взлетной ракеты (ВР); 4 - первая ступень ВР;
5 -посадочная ступень; 6 - аэродинамический экран (АЭ);
7 - приборный отсек; 8 - перелетный аппарат «Земля-Марс» (ПАЗМ);
9 - посадочный аппарат на Марс (ПАМ).
Рисунок 5.55. Конфигурация и состав АМС «Марс-5НМ»
277
5-3
-	доплеровский измеритель скорости;
-	высотомер;
-	радиосистемы;
-	программно-временное устройство;
-	систему энергоснабжения.
ДУ системы мягкой посадки имела четыре сферических топливных бака и четыре ЖРД с регулируемой тягой. В верхней ее части была установлена двухступенчатая ВР с ВА «Марс-Земля». ВА предполагалось создать на базе орбитального отсека АМС «Венера-4 и -6». На ВА устанавливался спускаемый аппарат с образцами марсианского грунта. Масса СА 15 кг, масса доставляемого грунта 200 г.
АМС предполагалось выводить на траекторию полета к Марсу двухступенчатым разгонным блоком. При подлете к Марсу обязательна коррекция траектории. Затем ПАЗМ и ОА «Земля-Марс» разделялись. ОА переводился на пролетную траекторию и служил ретранслятором телеметрии с посадочного аппарата на Марс ПАМ.
В это время десантный аппарат входил в марсианскую атмосферу и, используя асимметричный АЭ, выполнял скользящий спуск с аэродинамическим качеством. Когда скорость ДА уменьшалась до 200 м/с, экран сбрасывался, и аппарат совершал мягкую посадку, используя соответствующую ДУ
После посадки планировалось организовать двухстороннюю линию связи ПАМ с Землей в дециметровом диапазоне.
По командам с Земли должен был производиться забор грунта в выбранном месте. Выбор места забора грунта осуществлялся на основании анализа панорамных снимков. Взятый грунт загружался в возвращаемую капсулу. Через трое суток после автономного определения аппаратурой ПАМ своих координат, по командам с Земли, взлетная ракета стартовала с Марса.
ВА выводился на марсианскую орбиту (высота перицентра - 500 км, период обращения - 12 часов). Через 10 месяцев, при достижении благоприятных астрономических условий, ВА переводился на траекторию полета к Земле.
При подлете к Земле СА отделялся от возвращаемого аппарата и тормозился в атмосфере, его скорость снижалась до 200 м/с. После этого вводилась парашютная система и включался поисковый радиомаяк.
Для отработки систем станции и ДА в 1973 г. предполагалось уже реализовать проект 4НМ, который предусматривал доставку на поверхность Марса самоходного аппарата «Марсоход». Однако проекты эти не были доведены до стадии реализации в связи с прекращением работ по PH Н-1.
Более продвинутым по разработке АМС для исследования Марса стал проект АМС 5М разработки 1974-78 гг.
АМС 5М
К 1974 году был накоплен значительный опыт разработки АМС для исследования Марса. Подходящие к этому проекту некоторые технические решения были испытаны в условиях предыдущих реальных полетов АМС. Этот опыт и был использован в разработке проекта 5М по доставке марсианского грунта.
Поскольку производство PH Н-1 было прекращено, для запуска новой АМС к Марсу мог использоваться только носитель «Протон-К» с разгонными блоками (РБ) «Д». неоднократно использованный для выполнения этой миссии (рисунок 5.56). Проведенный проектный анализ показал, что запуска одной такой ракеты для выполнения
278
5-3
миссии недостаточно. Для решения задачи было решено использовать двухпусковую схему со стыковкой частей АМС на околоземной орбите.
АМС 5М включала в себя орбитально-перелетный (траекторный) модуль и десантный аппарат (ДА) для посадки на Марс. Масса АМС составляла 8500 кг. АМС оснащалась пассивным агрегатом системы автоматической стыковки, аналогичной системе «Игла», применяемой в то время на советских пилотируемых станциях.
Интересным в этом проекте было решение увеличить тормозную поверхность АМС до необходимого размера, превышающего диаметр PH «Протон К», за счет использование разворачиваемого при входе в атмосферу Марса тормозного устройства зонтичного типа - ТЗУ, рисунок 5.57.
ТЗУ состояло из 12 спиц и натянутой между ними угольной ткани, и было жестко связано с аппаратом, что исключало колебания аппарата относительно ТЗУ (в отличие от парашюта). При запуске спицы располагались вдоль корпуса аппарата, а после вывода на околоземную орбиту ТЗУ раскрывалось, образуя аэродинамический экран
а - 1-й головной блок (первый запуск);
б - 2-й головной блок (второй запуск).
1 - разгонный блок «Д»; 2 - траекторный блок (ОА);
3 - тормозное устройство зонтичного типа; 4 - ПА;
5 - пассивный стыковочный блок;
6- модуль аппаратуры с активной системой сближения и стыковки.
Рисунок 5.56. Конфигурации головных блоков АМС 5М
279
5-3
1 - траекторный блок; 2 - посадочная платформа;
3 - грунтозаборное устройство; 4 - ВР с Марса;
5 - чехол; 6 - тормозное зонтичное устройство (ТЗУ);
7 - пассивный стыковочный блок.
Рисунок 5.57. Состав АМС 5М и развернутое тормозное зонтичное устройство
280
5-3
диаметром 12 м. В процессе разработки ТЗУ выяснились и его недостатки, связанные со сложностью изготовления, громоздкостью и некоторой неопределенностью аэродинамических характеристик, для определения которых требовалось проведение полномасштабных ракетных испытаний.
В состав ДА входило устройство для глубинного бурения, аналогичное грунтозаборному устройству станции АМС «Луна-24», и взлетная ракета, состоявшая из двух ступеней. В состав первой ступени входили блок баков в форме тора и ЖРД. Второй ступенью являлся ВА со спускаемым аппаратом, предназначенным для доставки марсианского грунта на Землю.
Запуск и полет АМС 5М предполагалось реализовать по схеме, приведенной на рисунке 5.58.
При первом запуске на опорную околоземную орбиту выводится РБ «Д» с АМС 5М, оборудованной пассивным стыковочным агрегатом.
На следующий день на орбиту запускается второй РБ «Д», оборудованный активной системой стыковки. На околоземной орбите производится автоматическая
1 - выведение АМС с пассивным стыковочным агрегатом и РБ на околоземную орбиту;
2 - выведение РБ с активной системой стыковки на околоземную орбиту;
3 - стыковка; 4 - включение 1-го РБ; 5 - отделение 1-го РБ, разворот;
6 - включение 2-го РБ; 7 - отделение 2-го РБ; 8 - коррекция; 9 - вход в атмосферу;
10 - переход траекторного блока (ОА) на орбиту Марса; 11 - спуск и посадка;
12 - забор грунта, запуск ВР; 13 -выведение ВР на орбиту Марса;
14 -ожидание; 15 - запуск с орбиты Марса; 16 - отделение ВА;
17 - перелет Марс-Земля; 18 - коррекция ВА; 19 - отделение возвращаемой капсулы.
Рисунок 5.58. Схема запуска АМС 5М, полета к Марсу, посадки на его поверхность и возвращения на Землю
281
5-3
стыковка этих двух аппаратов. Блок «Д», запущенный позднее, должен был иметь большой запас топлива. При стыковке он является активным аппаратом.
В течение перелета Марс-Земля свозвращаемый аппарат проводит коррекции, обеспечивающие требуемые условия входа спускаемого аппарата в атмосферу Земли. СА с грунтом входит в земную атмосферу со второй космической скоростью. После аэродинамического торможения скорость аппарата уменьшалась до нескольких десятков метров в секунду, и он совершал посадку на Землю. Посадка предполагалась в центре круга, диаметр которого, по расчетам, составлял 80 км. Поиск аппарата мог выполняться с вертолета, оснащенного приборами, фиксирующими излучение радиоактивного (изотопного) источника на капсуле.
Запуск двух станций 5М (четыре пуска PH «Протон-К») планировался на середину ноября 1979 года, прилет к Марсу - на июль 1980 года. Таким образом, для доставки грунта должны были выполняться четыре запуска ракеты «Протон-К» и две автоматические стыковки в космосе.
Очевидно, такой проект был слишком сложным. Из-за жестких ограничений по массе предполагалось использовать самое современное бортовое оборудование. Как и в проекте 5НМ, для отработки систем в реальном полете планировалось сначала отправить на Марс станцию 4М с марсоходом. Конструкция ДА для обоих вариантов была аналогична.
В дальнейшем было предложено увеличить массу АМС. Для обеспечения запуска такой станции предполагалось модифицировать блок «Д», применив систему перекачки топлива на околоземной орбите из одного РБ в другой. Активный блок «Д». функционирующий в качестве первой ступени, передавал топливо в пассивный блок, несущий АМС, который использовался как вторая ступень при выведении на межпланетную траекторию.
Благодаря такой модификации, масса аппарата была увеличена с 8500 кг до 9335 кг, включая 200 кг резерва. В состав АМС массой 9135 кг входил траекторный блок (1680 кг) и ДА (7455 кг). Десантный аппарат включал двухступенчатую взлетную марсианскую ракету массой 3190 кг с ВА «Марс-Земля». СА имел массу 12 кг.
Для обеспечения планетарного карантина было предложено провести термическую стерилизацию образцов грунта на марсианской орбите. Это предложение полностью решало проблему биологической безопасности Земли.
Проект был доведен до стадии изготовления материальной части. Однако ввиду крайне высокой сложности миссии вероятность ее успешной реализации была невысока. Поэтому работы над проектом были прекращены.
Приоритеты создания будущих АМС определяют не только интересы ученых и их готовность осуществлять контактное изучение планет, космических тел и межзвездной среды. Всегда, и наше время - не исключение, большое влияние на развитие науки и техники оказывали экономические, политические, конъюнктурные и иные факторы. По этой причине существует некоторая разница, и у нас, и во всем мире, между декларируемым общественным интересом к исследовательским космическим программам и фактической степенью их проработки.
В качестве примера отметим, что во время создания настоящей книги были завершены доводочные тепловакуумные испытания приборного отсека лунного посадочного модуля АМС «Луна-Глоб»; помимо этого, аналогичные испытания готовятся для элементов СОТР и конструкции марсианской посадочной платформы АМС «Экзомарс» (в рамках совместного проекта ГК «Роскосмос» и ЕКА).
282
5-3
Однако вместе с АМС, матчасть которых из производства поступает на испытательные стенды, имеются и другие перспективные КА; они закономерно освещаются в открытых информационных ресурсах, но по глубине своей проработки требуют дополнительной детализации и обоснования технических решений и существуют в основном, пока только на бумаге».
Ниже приводится описание систем обеспечения теплового режима двух перспективных АМС, разрабатываемых в АО «НПО им. С.А. Лавочкина».
Конструкция и СОТР КА «Интергелиозонд»
Примером уникальной АМС, опытные фрагменты которой лишь начинают готовиться к лабораторным испытаниям, может служить КА «Интергелиозонд» («ИГЗ») для дистанционного исследования Солнца с минимально возможного приближения (Платов И.В. и др., 2015). Разработка этих КА проходит фазу дополнительного эскизного проектирования. С помощью двух практически одинаковых КА, работающих на гелиоцентрических, внеэклептических орбитах, будут проведены физические исследования Солнца с близких расстояний. Научные приборы, которые будут установлены на КА «ИГЗ», проведут серию различных физических измерений, с высокой чувствительностью и разрешением, в том числе, в оптическом, ультрафиолетовом, рентгеновском и гамма-диапазонах.
Уникальной особенностью проекта является способность конструкции КА и установленного оборудования функционировать в условиях мощного солнечного излучения и циклического изменения его величины: плотность падающего солнечного потока может достигать в перигелии 17,5 кВт/м2, а в афелии понижаться до 0,95 кВт/м2.
На рисунке 5.59 показано, что КА «ИГЗ» оснащен защитным тепловым экраном (ЗТЭ) диаметром около 3,5 м, состоящим из двух дисков и шпангоутов, скрепляющих их. Все элементы ЗТЭ выполнены из материала углерод-углерод, устойчивого к воздействию высоких температур, которые могут достигать на внешней части экрана свыше 500°С. ЗТЭ способен создавать необходимую тень на КА при его ориентации осью «X» на Солнце.
Панели солнечных батарей (СБ) не попадают в тень экрана, так как должны функционировать на любых участках целевой орбиты; при этом, чтобы не допустить разрушающего перегрева конструкции СБ, последние специально адаптированы к повышенным температурам. Выбор углового положения панелей в процессе полета КА позволяет изменять их температуру заданным образом. Некоторые принципиальные решения, касающиеся организации работы СБ в рассматриваемых условиях, изложены в (В.С. Финченко и др., 2014).
Для общего представления специфики конструкции СБ рисунок 5.60 показывает, что панели с двух сторон снабжены фотоэлементами, причем на одной из сторон каждой панели фотоэлементы разрежены термооптическим покрытием класса «солнечные отражатели». Силовые профили из алюминиевого сплава внутри панели выполняют роль теплопередающих элементов (Котляров Е.Ю. и др., 2016).
Корпус КА (находящийся в тени ЗТЭ) собран из тепловых сотопанелей (ТСП), которые образуют негерметичный приборный отсек (ПО), имеющий форму правильной восьмиугольной призмы, как показано на рисунке 5.61. Восемь больших ТСП образуют основную часть отсека, а восемь маленьких - дополнительную. Эта часть является каркасом для размещения двигательной установки с топливными баками.
283
5-3
Рисунок 5.59. Внешний вид КА «Интергелиозонд», взаимное расположение основных элементов СОТР
Рисунок 5.60. Особенности конструкции панелей солнечных батарей КА «Интергелиозонд»
284
5-3

Рисунок 5.61. Принцип объединения ТСП в термостатируемые кластеры, с помощью АТТ и КнТТ
5-3
Тепловыделяющее оборудование устанавливается на ТСП с двух сторон и закрывается ЭВТИ. Дозируемый сброс избыточного тепла в окружающую среду обеспечивается с помощью теплопроводов радиаторов, сконструированных на базе регулируемых контурных тепловых труб (КнТТ). ТСП сгруппированы попарно с помощью коллекторных тепловых труб (КТТ), что позволяет локализовать отдельные группы оборудования и приборов по температурным диапазонам соответственно минус 2О...+6О°С и О...+35°С.
Для обеспечения необходимого температурного режима служебных и научных приборов, установленных на ТСП, СОТР ПО оснащена десятью радиационными теплообменниками (РТО) на базе регулируемых КнТТ. Кроме того, ПО имеет несколько нерегулируемых РТО (НРТО), роль которых выполняют участки внешних поверхностей ТСП, намеренно освобожденные от теплоизоляции и покрытые материалом с высокой излучательной способностью 8. НРТО позволяют отводить тепло «по месту», снижая температурные градиенты по ТСП, между ТСП и по теплоотводящим трактам.
Рисунок 5.61 иллюстрирует, каким образом организована схема соединения теплопередающих агрегатов, в частности, соединение ТСП между собой и с радиаторами. Подобные схемы широко применяются в КА и АМС, создаваемых НПОЛ, и позволяют осуществлять перераспределение тепла, выделяемого оборудованием, а также более рационально применять РТО, НРТО, собственную теплоемкость установленных приборов и теплоемкость агрегатов СОТР для поддержания заданного температурного уровня нескольких ТСП, объединенных в своеобразные термостатируемые кластеры.
В ЗТЭ КА «ИГЗ» имеется несколько отверстий, через которые солнечное излучение поступает к объективам и сенсорным элементам научных приборов. Суммарная площадь этих отверстий -0.45 м2, при этом наибольшая часть (-67%) прямого солнечного излучения попадает через одно крупное отверстие на объектив научного прибора, имеющего собственную СОТР.
Большинство научных приборов, объективы и сенсоры которых напрямую работают с солнечным излучением, закреплены с внешних сторон ТСП, что позволяет отражать, рассеивать либо пропускать значительную долю поступающей солнечной энергии. При этом несколько отверстий в ЗТЭ в нештатных ситуациях могут быть закрыты по командам с Земли с помощью аварийных шторок/заслонок, предусмотренных в конструкции КА.
Однако, даже в случае безаварийной работы приборов, можно ожидать значимого уровня паразитных теплопритоков в приборный отсек на этапах прохождения КА зоны перигелия. Хотя собственное энергопотребление КА не более 1 кВт, при определении запаса хладопроизводительности СОТР ПО должно быть учтено воздействие внешних потоков на радиационные поверхности и теплопритоков в элементы конструкции ПО.
В общей сложности СОТР ПО КА «ИГЗ» имеет около -6 м2 излучающей площади для регулируемых и -1 м2 для нерегулируемых РТО. Роль последних, отчасти, выполняют открытые элементы некоторых приборов, экспонированных в открытое космическое пространство и соединенных с тепловыми сотовыми панелями.
Несмотря на то, что концепция СОТР ПО построена на достаточно аргументированных и отработанных технических решениях, специфика уникальных условий применения КА ИГЗ порождает ряд конкретных технических проблем. Эти проблемы обусловлены повышенными теплопритоками в приборный отсек (когда КА находится в перигелии), дефицитом электроэнергии (когда КА находится в афелии), а также обеспечением теплового режима при наземной отработке КА.
286
5-3
В последнем случае проблема вызвана влиянием массовых сил на работу тепловых труб, что затрудняет адекватное воспроизведение температурного поля по ТСП. При наземной отработке КА возникают ограничения теплопередачи в соединениях между ТСП, а также при отводе тепла из отдельных зон ТСП, что связано с вынужденной работой АТТ в режиме термосифона, не обеспечивающем передачу тепла по длине каждой тепловой трубы в произвольном направлении.
Для полного либо частичного решения вышеназванных проблем рассматривается дооснащение КА жидкостным циркуляционным контуром, который способен отводить от ТСП ПО тепловую мощность на уровне ~1 кВт. Это решение позволит при горизонтальном положении продольной оси КА обеспечивать тепловой режим ТСП для любых этапов наземной отработки. При использовании гидронасосного агрегата летной квалификации жидкостной циркуляционный контур позволит расширить диапазон применения КА на целевой орбите в части снижения ограничений по тепловому режиму.
Другим примером, представляющим более отдаленный от производства матчасти этап конструкторской проработки АМС, может служить проект НПОЛ «Лаплас-П», который, как и КА «Интергелиозонд», имеет - в силу собственной уникальности выраженные особенности в обеспечении теплового режима.
Космический комплекс «Лаплас-П»
Предназначен для исследования планетной системы Юпитера контактными и дистанционными методами и состоит из двух КА: орбитального - «Лаплас-П 1»(КА ЛП1) и посадочного - «Лаплас-П2» (КА ЛП2) для выполнения работ непосредственно на поверхности Ганимеда, спутника Юпитера.
Внешний вид обоих КА показан на рисунке 5.62.
СОТР КА «Лаплас-П 1» и «Лаплас-П2» должны поддерживать заданные температурные условия функционирования элементов конструкции КА, а также бортовой и научной аппаратуры и агрегатов на всех этапах функционирования, включая наземную отработку КА, выведение, перелет (около 6 лет) и выполнение основных задач в планетной системе Юпитера.
Во время длительного перелета КА к целевой орбите солнечная постоянная существенно меняется от ~3,1 кВт/м2 в окрестности Венеры до -0,05 Вт/м2 в окрестности Юпитера. При этом продолжительность воздействия высоких и низких тепловых потоков составляет несколько месяцев. Данное обстоятельство существенно влияет на выбор и отражается на проектировании средств обеспечения теплового режима.
Служебное и научное оборудование, а также блоки и агрегаты могут быть размещены на КА «Лаплас-П» тремя способами:
-	размещение в составе теплоизолированного негерметичного приборного отсека, организованного на базе ТСП с АТТ;
-	внешнее размещение на элементах конструкции КА, требующее применения автономных, локальных СОТР (ЛСОТР). ЛСОТР оснащены собственными электронагревателями (ЭН) или радиоизотопными источниками тепла (РИТ), нерегулируемыми или регулируемыми излучающими поверхностями (НРТО/РТО), термоконтакторами, шторками, теплоизоляцией и т.п.;
-	внешнее размещение в составе КА без использования специальных средств охлаждения, нагрева или регулирования стока тепла. В данном случае оборудование должно выдерживать предельные температуры в границах приблизительно от минус 200 до +200°С.
На рисунке 5.62 представлен общий вид КА «Лаплас-П» и его элементный состав.
287
5-3
малонаправленная антенна
остронаправленная антенна
отделяемая ферма
малонаправленная антенна
малонаправленная антенна
остронаправленная антенна
приборный отсек
тепловая сотовая панель
заправочная панель
двигатели малой тяги
РЭГ
ферма посадочного аппарата
малонаправленная антенна
маршевая двигательная установка
малонаправленная антенна
двигатели малой тяги (1 кгс)
маршевая двигательная установка
базовая поперечная плоскость
посадочная опора отделяемая ферма
солнечные батареи
" (в сложенном состоянии)
блок баков двигательной установки
двигатели малой тяги (5 кгс)
базовая поперечная плоскость
блок баков двигательной установки
а - орбитальный ап-т; б - посадочного ап-т.
Рисунок 5.62. КА «Лаплас-П»
288
5-3
Индивидуальной спецификой проекта «Лаплас-П» является дефицит поступающей к КА солнечной энергии на этапе выполнения полетного задания в планетной системе Юпитера при величине солнечной постоянной около 50 Вт/м2. Если, например, в составе орбитального КА имеются раскрывающиеся панели СБ, способные давать необходимое количество электроэнергии и обеспечивать соответствующую пространственную ориентацию панелей, то для посадочного КА ЛП2 невозможно обойтись без применения радиоизотопных электрогенераторов (РЭГ). Применение РЭГ приводит к тому, что от момента их установки и до начала выведения КА тепловой режим самих РЭГ должен обеспечиваться отдельной наземной специально предусмотренной для РЭГ системой охлаждения. Вместе с этим, во время летной жсплуатации КА ЛП2, его СОТР с помощью тепловых развязок и защитных тепловых экранов должна обеспечить ограниченное тепловое воздействие от мощных РЭГ на бортовую и научную аппаратуру.
Рисунок 5.63 демонстрирует, как организован негерметичный приборный отсек КА «Лаплас-П 1», составленный из прямоугольных тепловых сотовых панелей.
Приборы на КА «Лаплас-П 1» устанавливаются на внутренних сторонах двух оппозитно расположенных ТСП. Применительно к существующей компоновке двух КА рассматриваются две концепции построения СОТР ПО:
а)	СОТР на базе ТСП и коллекторных теплопроводов с регулируемыми радиационными теплообменниками (РТО), вынесенными за пределы приборного отсека;
б)	СОТР, где в качестве радиаторов используются сами ТСП, сброс тепла с которых регулируется с помощью терморегулирующих жалюзи.
Рисунок 5.63. Приборный отсек КА «Лаплас-П 1»
289
5-3
Рисунок 5.64. Терморегулирующие жалюзи с биметаллическим актуатором
Оба решения имеют свои преимущества. При этом известно, что в зарубежных АМС жалюзи получают предпочтение (рисунок 5.64). Устройство имеет биметаллический актуатор и является полностью пассивным.
В нашем случае наиболее вероятно, выбор падет на отработанную отечественную технологию на базе тепловых труб.
В связи с тем, что в каждом КА проекта «Лаплас-П» ограничена выработка электроэнергии, далее, на очередных этапах проектирования, следует рассматривать возможность прямого использования тепла, выделяемого РЭГ для обогрева ПО и отдельных элементов конструкции КА. Одним из вариантов решения такой задачи является предлагаемая специалистами НПОЛ регулируемая передача тепла РЭГ с помощью контурных тепловых труб.
Анализируя пройденный проектантами путь по разработке систем обеспечения теплового режима (СОТР) отечественных автоматических межпланетных станций, начиная с первых АМС серий «Луна», «Венера» и «Марс», мы неминуемо приходим к выводу, что техническое совершенство их СОТР развивается по спирали в соответствие с появлением новых средств, постепенно внедряемых в структуру этих СОТР.
При этом, придерживаясь консервативного подхода к сохранению принципиальной конструкции АМС, осторожно встраивая в них новые достижения техники, мы поддерживаем надежность изделия на достигнутом на предыдущем шаге его ЛКИ уровне. Примером этому служит эволюция АМС «Луна-16».. .«Луна-24» и АМС «Венера-7»... «Венера-14» и их СОТР. Однако долгое поддерживание этого подхода, неминуемо приводит к стагнации развития космической техники.
Именно эта причина побудила специалистов НПО им. С.А. Лавочкина к переходу к негерметичному исполнению изделий, что резко повысило качественные характеристики новых КА и АМС, но одновременно объем и сложность решаемых ими задач.
Спиральный же ход развития техники возвращает к, казалось бы, забытым техническим средствам, например к использованию жалюзи в структуре СОТР, которые вновь, уже модернизированные, предполагается использовать, например в СОТР АМС серии «Лаплас».
290
ГЛАВА 6
ТЕПЛОВАЯ ЗАЩИТА СПУСКАЕМЫХ В АТМОСФЕРАХ ПЛАНЕТ АППАРАТОВ АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ
ИПаэротермодинамика спускаемых
В АТМОСФЕРАХ ПЛАНЕТ АППАРАТОВ. ОБЗОР МЕТОДОВ РАСЧЕТА ЗАДАЧ РАДИАЦИОННОЙ ГАЗОВОЙ ДИНАМИКИ И РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ ОБТЕКАНИЯ ТЕЛ ГАЗОВЫМ ПОТОКОМ
Наиболее информативными исследованиями планет и других небесных тел Солнечной системы являются контактные исследования, когда посадочный аппарат-лаборатория АМС доставляется на поверхность исследуемого объекта и собираемая информация по радио- и телеканалам передается на Землю.
Доставка таких лабораторий на поверхность небесных тел представляет собой сложную задачу, связанную с организацией спуска и мягкой посадки их на поверхность этого тела, особенно если оно обладает атмосферой. В этом случае всю научную и служебную аппаратуру посадочного аппарата (ПА) необходимо компактно разместить в герметичном корпусе определенной формы. Тогда ПА приобретает статус спускаемого аппарата (СА), и его движение в атмосфере обусловливается законами аэротермодинамики и гравитационным полем планеты.
Движущийся с высокой скоростью в атмосфере СА своим корпусом, подобно поршню сжимает перед собой определенную массу газа, образовывая слой некоторой толщины заторможенного газа высокого давления и температуры, называемый ударным (сжатым) слоем. В итоге корпус СА при спуске в атмосфере оказывается подверженным воздействию силовой и тепловой нагрузок. Первая обусловлена давлением заторможенного перед корпусом газа, вторая - радиационной и конвективной составляющими теплового потока. Радиационная составляющая - это мощность излучения сжатого газового слоя, а конвективная - за счет нагрева вследствие трения набегающего газа с поверхностью корпуса.
Расчеты показывают, что температура газа в сжатом слое перед СА сферической формы, входящим в атмосферу Земли со скоростью около 8 км/с, достигает значения 35ОО°С, а перед возвращаемым на Землю после межпланетного перелета СА в виде такой же сферы - 6000-8000°С, в зависимости от скорости и угла входа в атмосферу. Здесь значительную часть теплового потока, воздействующего на СА, вносит радиационная составляющая, и чем выше скорость аппарата, тем эта доля больше.
В этих условиях аппарат подвергается высокой тепловой нагрузке, и его поверхность нужно защищать (Полежаев Ю.В. и др., 1976). При этом на тепловую защиту затрачивается 20.. .50% от общей массы аппарата в зависимости от атмосферы, скорости и угла входа в нее, выбранной схемы тепловой защиты и используемых материалов (Авдуевский В.С. и др., 1975; Анфимов Н.А., Румынский А.Н., 1982; Апштейн Э.З., Тирский Г.А. и др., 1989). А в случае входа в атмосферу Юпитера масса тепловой защиты СА может составить и более 50% массы аппарата с полезной нагрузкой (Борисов В.М., Иванков А.А., 2006).
291
6-1
Проблема тепловой защиты СА при входе с первой и второй космическими скоростями в атмосферу планеты и движущегося в ней с гипер- и сверхзвуковыми скоростями разрабатывается и совершенствуется в течение последних 60 лет (Горский В.В.. 2015).
За это время проведено широкое исследование различных видов теплозащитных материалов (ТЗМ) и покрытий на их основе, обеспечивающих надежную тепловую защиту СА. Для снижения тепловых нагрузок выбирается оптимальная траектория спуска СА, а корпусу его придается рациональная с точки зрения коэффициента аэродинамического сопротивления Сха, плавно обтекаемая форма без изломов внешнего контура поверхности.
В качестве основных форм лобовой поверхности корпуса СА выбираются: полусфера (Cw~0,9 при сверхзвуковых скоростях движения); конусы с различным углом при вершине и радиусом сферического её закругления (Cw~l,0 у конуса с углом 90°. ~ 1,5 - у 120° и ~ 1,7 — у 140°); сегментальная (по аэродинамическому сопротивлению близкая к СА конической формы). Донная часть СА закрывается кожухом также полусферической, конической или сегментальной формы.
В качестве эффективного теплозащитного покрытия (ТЗП) поверхности СА целесообразно использовать сублимирующие при температуре 1500К и менее вещества с высоким значением эффективной энтальпии разрушения. Эффективная энтальпия /)ф сублимирующего вещества ТЗП определяет количество тепла, которое поглощается веществом при разрушении 1 кг массы.
За 60 лет разработаны основы теории и исследованы закономерности аэродинамики и теплообмена при воздействии высокоэнергетических и высокотемпературных газовых потоков на СА различных форм (Белоцерковский О.М., 1958; Белоцерковский О.М. и др., 1962; Белоцерковский О.М. и др., 1966).
Первым возвращаемым на земную поверхность аппаратом сферической формы был СА космического корабля «Восток», вернувший 12 апреля 1961 года на Землю Ю.А. Гагарина - первого в мире человека, сделавшего в космосе за 1,5 часа один оборот вокруг Земли на высоте 180.. .200 км.
СА АМС «Зонд-5», приводнившийся 21 сентября 1968 года после облета Луны в Индийском океане, ставший прообразом пилотируемых космических кораблей серии «Союз», имел сегментально-коническую форму (рисунок 5.46). СА АМС «Луна-16», доставивший 24 сентября 1970 года на Землю образцы лунного грунта, также был сферической формы. СА «Восток» имел диаметр 2,2 м, СА АМС «Луна-16» - 0,5 м.
СА сферической формы не обладают подъемной силой, и спуск их всегда происходит по баллистической траектории. СА конической и сегментально-конической формы могут иметь подъемную силу при смещении их центра масс вдоль поперечной оси и осуществлять спуск в атмосфере с аэродинамическим качеством К (скользящий спуск). В этом случае СА устанавливается в воздушном потоке под некоторым углом атаки абал, от величины которого зависит отношение коэффициента подъемной силы Cva к коэффициенту аэродинамического сопротивления K=Cva/Cxa. Это позволяет снижать силовую и тепловую нагрузки, но при этом увеличивается время спуска и дальность полета СА в атмосфере.
Перед мягкой посадкой СА на поверхность планеты (или после посадки) осуществляется сброс его корпуса и кожуха, и посадочный аппарат выполняет автономное функционирование на поверхности.
292
6-1
Дальнейшее развитие отечественных, в том числе и разрабатываемых в НПО им. С.А. Лавочкина, методов расчета аэротермодинамики СА и параметров тепловой защиты его поверхности показало, что толщины ТЗП СА первых АМС из-за неопределенности условий входа в атмосферу были выбраны с двукратным и, даже, трехкратным запасом, что снижало массу полезной (приборной) нагрузки ПА АМС.
При выборе схемы ТЗП СА обычно соблюдается следующий порядок рассуждений и действий (на примере двухслойной структуры ТЗП):
-	температура материала корпуса не должна превышать допустимую его температуру для сохранения прочности при максимальной силовой нагрузке в продолжение всего спуска СА;
-	вся конструкция ТЗП фрагментарно или целиком (при малой площади поверхности СА) устанавливается на поверхности с помощью клея, рабочая температура которого должна быть выше допустимой температуры корпуса, что предотвратит отслоение ТЗП от корпуса;
-	к клеевому слою пристыковывается изоляционный слой сотовой конструкции (обычно стекло- или алюминиевые соты) такой толщины, которая обеспечивает по всей поверхности сочленения перепад температуры, больший, чем разность температуры между температурой нижней поверхности слоя сублимирующего вещества ТЗП и допустимой температурой корпуса;
-	верхняя поверхность изоляционного слоя сотовой конструкции покрывается непроницаемой преградой (тканью, пленкой или липкой лентой), температура разрушения которой выбирается меньшей, чем температура нижней поверхности оставшегося (неунесенного) слоя сублимирующего вещества ТЗП;
-	толщина слоя сублимирующего вещества ТЗП, наносимого на верхнюю поверхность изоляционного слоя сотовой конструкции, выбирается такой, чтобы она складывалась из толщины слоя унесенного вещества и толщины оставшегося не-унесенным этого же вещества;
-	толщина оставшегося неунесенного слоя сублимирующего вещества ТЗП выбирается такой, чтобы был обеспечен перепад температур между температурой сублимации вещества на наружной поверхности оставшегося слоя и температурой на стыке нижней его поверхности с непроницаемой преградой на слое сотовой конструкции.
При выборе материала вещества, сублимирующего при высоких, до 1500 К температурах, возможно построение теплозащиты, содержащей несколько изоляционных слоев со ступенчато понижающейся допустимой температурой нагрева их по мере приближения к корпусу СА.
Суть дальнейшего развития расчетных методов проектирования тепловой защиты СА АМС сводилась к тому, чтобы они учитывали все процессы, сопровождающие взаимодействие высокотемпературного газового потока с наружным сублимирующим материалом ТЗП. Это - радиационное излучение сжатого слоя газа, физико-химические превращения (диссоциация молекул, ионизация, рекомбинация атомов и молекул, составляющих смесь газов атмосферы), химические реакции с поглощением и выделением тепла, эффекты вязкости, неравновесность процессов в зоне релаксации за ударной волной, вдув продуктов разложения вещества ТЗП в поток с поверхности СА и т.д.
Так, в монографиях (Фомин В.Н., 1966; Адрианов В.Н., 1972; Румынский А.Н. и др., 1974; Пилюгин Н.Н., Тирский ГА., 1989) обозначен и решен широкий круг вопросов радиационной газовой динамики (РГД). В них приводится вывод основных уравне
293
6-1
ний, устанавливается роль переноса излучения в кругу других физических процессов в сплошных текучих высокотемпературных средах, рассматриваются методы расчёта течений излучающего газа (Суржиков С.Т., 2004).
Одним из первых в РГД стоял вопрос о разработке методов учета селективности поглощения излучения. Трудность в определении интегральных по частоте фотонов характеристик поля излучения связана со сложным характером спектров реальных газовых сред, в общем случае представляющих собой смесь нейтральных атомов и молекул, положительных и отрицательных ионов, электронов. Наряду с непрерывным спектром излучения, большую трудность в расчетах представлял также учет спектральных линий, которые, несмотря на малую ширину, могут давать, как оказалось, существенный вклад в общий лучистый тепловой поток к поверхности СА (Полежаев Ю.В. и др., 1976; Суржиков С.Т., 2004).
Для приближённого описания зависимости поля излучения от энергии фотонов в наиболее простых случаях предложено было использовать серые модели, в которых коэффициент поглощения излучения подходящим способом усредняется во всём спектральном диапазоне и далее полагается не зависящим от частоты. Система уравнений радиационной газовой динамики в этом случае существенно упрощается и принимает дифференциальный характер (Вертушкин В.К., 1966).
Следующим этапом в упрощении задач РГД является использование приближённого описания углового распределения интенсивности излучения, исключающего размерность по угловым переменным. Среди известных в этом направлении подходов был предложен метод сферических гармоник (МСГ). В рамках этого метода интенсивность излучения разлагается в ряд Фурье по сферическим функциям (Тихонов А.Н., Самарский А. А., 1977; Грынъ В.И., 1984).
Для некоторых сред и расчетных вариантов реализуются случаи, когда переменные в коэффициенте поглощения излучения разделяются и его можно представить в виде произведения двух функций, одна из которых зависит от частоты фотонов, другая - от термодинамических параметров среды, например, от давления и температуры. В этом случае с помощью подходящего способа осреднения коэффициента поглощения удается понизить размерность исходного уравнения переноса.
Для точного учёта спектральных свойств излучения целесообразным оказалось использование многогрупповых моделей (Четверушкин Б.Н., 1971). В соответствии с этим подходом весь спектр излучения разбивается на ряд подынтервалов (групп). В каждой спектральной группе вводится некоторый средний коэффициент поглощения излучения - постоянный, или переменный (в зависимости от способа осреднения), зависящий от местных термодинамических параметров среды, например, от температуры и давления газа, но независящий от частоты излучения. При описании поля излучения от спектральных характеристик переходят к интегральным по группе характеристикам поля излучения - лучистому тепловому потоку, плотности энергии излучения, другим групповым функциям.
В задачах РГД предлагается использовать Р|-приближение МСГ (Скотников А.П. и др., 1983), известное так же, как диффузионное приближение. В работе (Лебедев В.И., 1969) при решении одномерной задачи обтекания наряду с Р] предложено использовать и более высокие нечётные приближения Р3 и Р5 МСГ. Это предложение было принято на вооружение в задачах осесимметричного обтекания затупленных тел путем использования подхода, аналогичного для серого газа Р2-приближению МСГ (Иванков А.А., 1982). Для аналогичных задач обтекания в (Борисов В.М., Иванков А.А.,
294
6-1
1992) наряду с Р] использовалось Р2-приближение МСГ, а также их комбинация, в рамках многогруппового приближения названная «гибридным» методом. Целесообразность этого подхода обоснована в диссертационной работе (Иванков А.А., 1988).
Позднее было установлено, что использование в многомерных задачах РГД последующих Р„-приближений нецелесообразно, так как при этом существенно усложняется вычислительный алгоритм.
При расчетах гиперзвукового обтекания СА с затупленным лобовым аэродинамическим экраном (ЛАЭ) с учётом излучения одновременно с решением задачи РГД имеет смысл решать одновременно и уравнения газовой динамики, описывающие обтекание СА газовым потоком.
Существует множество подходов к решению задач сверхзвукового обтекания тел разной формы. К настоящему времени эти задачи исследованы на основе различных численных методов. Подробному обсуждению и анализу свойств гиперзвуковых течений газа, проблем, связанных с учётом высокотемпературных явлений, сопровождающих движение тел в газовых средах, посвящено множество работ.
Отметим только некоторые из них, учитывающие главные особенности процесса обтекания поверхности СА с нанесенным на неё теплозащитным покрытием.
При расчёте поля течения в области влияния затупления ЛАЭ хорошо себя зарекомендовал метод интегральных соотношений Дородницына - Белоцерковского (Белоцерковский О.М. и др., 1967). В зависимости от конкретных задач применяются различные его схемы: I, II или III, отличающиеся формой представления функций. Так, в схеме I используется аппроксимация функций поперёк ударного слоя, в схеме II -вдоль него, а в схеме III - в обоих направлениях. Оптимальная организация вычислительного алгоритма (дивергентная форма записи исходной системы, аппроксимация интегралов от комплексов слабо меняющихся функций) позволяет проводить расчёты с удовлетворительной точностью при небольшом числе полос разбиения. Метод интегральных соотношений используется в основном для расчёта до- и трансзвуковых течений. В сверхзвуковой области приходится переходить на другие вычислительные алгоритмы.
При расчёте сверхзвуковых течений, в которых уравнения газовой динамики имеют гиперболический тип, эффективным является метод характеристик (Годунов С.К., Рябенький В.С., 1973). В рамках этого метода естественным образом учитывается область влияния решения и просто удовлетворяется условие устойчивости. При записи системы в характеристических переменных требуется аппроксимация только обыкновенных производных. Метод хорошо следит за разрывами, которые получаются в точках пересечения характеристик одного семейства. Для расчета сверхзвуковых течений разработаны двумерные и трехмерные схемы метода характеристик (Чушкин П.И., 1967).
Среди других численных методов отметим метод прямых (Голомазов М.М., 2005), различные варианты которого применялись в ряде других работ. В рамках этого метода система уравнений в частных производных введением аппроксимаций производных вдоль ударного слоя сводится к системе обыкновенных дифференциальных уравнений в поперечном направлении.
В газовой динамике также широко используются различные варианты конечно-разностных методов (Самарский А.А. и др., 1980). В рамках этих методов область непрерывного изменения аргументов заменяется областью дискретного их изменения - сеткой. Дифференциальные операторы заменяются разностными аналогами
295
6-1
с помощью тех или иных соотношений; соответствующим образом формулируются разностные аналоги начальных и краевых условий. В результате получается система линейных алгебраических уравнений, к решению которой сводится исходная дифференциальная задача.
В рамках перечисленных стационарных методов решения задач формировались и в областях непрерывного изменения искомых функций. Разрывы решения выделялись заранее или выстраивались в процессе счёта. Поэтому применение этих методов затруднительно при наличии большого количества особенностей в поле течения, а также при обтекании тел сложной формы, с изломами образующей.
Задачи обтекания, содержащие в поле течения большое количество разрывов и особенностей, целесообразно решать по единому алгоритму на основе нестационарных схем, в которых решение стационарной задачи получается установлением по времени соответствующего нестационарного процесса. Среди таких схем отметим сеточно-характеристический метод (Магомедов К.М., Холодов А. С., 1969). Метод использует в качестве исходной системы нестационарную систему уравнений газовой динамики, являющейся всюду гиперболической. Метод объединяет в себе достоинства метода характеристик и регулярной разностной сетки. Сеточно-характеристический метод также эффективен и при решении задач гиперзвукового обтекания тел с учётом излучения (Белоцерковский О.М., 1974).
При входе СА в атмосферу планеты с большой скоростью наряду с лучистым теплообменом у его поверхности важную роль играют конвективный теплообмен и вязкость газа. Отметим численные методы, связанные с учетом переноса излучения, вязкости и теплопроводности газа. В общем случае учет этих эффектов в газе возможен в рамках полной системы уравнений Навье - Стокса (Лунёв В.В., 2007). Непосредственное применение этой системы вызывает значительные трудности, поэтому на ее основе используются различные приближенные гидродинамические модели, позволяющие с приемлемой точностью решать поставленную задачу.
Одним из таких подходов является модель пограничного слоя (Лойцянский Л.Г.. 1962), в которой при числах Рейнольдса Re>104 область течения разбивается на две подобласти - тонкий пограничный слой толщиной 5~r0-(Re)_0 5, в котором учитываются вязкость и теплопроводность (в рамках уравнений Прандтля), и подобласть остального течения, в которой этими эффектами пренебрегают (движение газа описывается уравнениями Эйлера). Основной недостаток этой модели связан с необходимостью сшивания решений вдоль некоторой границы, разделяющей области невязкого течения и пограничного слоя. При совместном учете переноса излучения эти трудности возрастают из-за появления дополнительных градиентов искомых функций у поверхности тела и необходимости сращивания лучистых тепловых потоков в отдельных участках спектра.
Разработанный и используемый в НПО им. С.А. Лавочкина комплексный метод моделирования аэротермодинамики и тепломассообмена при проектировании тепловой защиты спускаемых в атмосферах планет и их спутников аппаратов, доставляемых автоматическими межпланетными станциями, базируется на совместном расчете газодинамического и радиационного полей. При этом уравнения радиационной газовой динамики и уравнения, описывающие обтекание СА затупленной, удобно обтекаемой, формы дополнены:
-	уравнениями, описывающими траекторию движения СА с заданными аэродинамическими характеристиками, геометрическими параметрами формы и массы СА в гравитационном поле планеты;
296
6-1
-	уравнением нестационарной теплопроводности, определяющим динамику прогрева конструкции многослойной тепловой защиты и нагрева корпуса СА;
-	уравнениями уноса массы сублимирующего теплозащитного покрытия с наружной поверхности СА;
-	равнением, устанавливающим связь скорости движения поверхности сублимирующего вещества по мере уноса его массы с воздействующим тепловым потоком и с эффективной энтальпией разрушения теплозащитного покрытия поверхности СА.
Тогда решение задачи определения конструкции и параметров тепловой защиты и прогрева корпуса СА при высокоскоростном движении в атмосфере связано с одновременным решением всей перечисленной системы уравнений {Иванков А.А., 2011).
При этом в зависимости от режима обтекания формы СА, класса учитываемых явлений, от геометрии расчётной области, от требований к точности решения задачи используются различные численные схемы. При имеющемся многообразии расчетных методов газодинамической части РГД расчёт поля излучения в ее тепловой части в основном осуществляется в рамках приближения локально-одномерного плоскопараллельного слоя. Это приближение использует аппроксимацию объёма газа вдоль нормального к поверхности СА сечения - плоскопараллельным одномерным слоем с таким же распределением газодинамических параметров, что и в рассматриваемом сечении. В этом случае при формировании лучистого теплового потока используется готовое решение уравнения переноса (6.1), которое в стационарном случае при отсутствии рассеяния излучения и при наличии локального термодинамического равновесия становится дифференциальным и имеет вид (Пилюгин Н.Н., Тирский ГА., 1989)
со W = /CV(5V-ZV),	(6.1)
KV=KV(P,T),BV = B(T,v).
Здесь Iv = Iv (к, со) - спектральная интенсивность излучения, которая в рассматриваемом стационарном случае является функцией точки пространства, направления переноса и энергии фотонов; vg (0,оо) - волновое число фотонов; со - единичный свободный вектор вдоль направления переноса излучения; V - оператор «набла» в трехмерном евклидовом пространстве с радиус-вектором г; Kv - спектральный объёмный коэффициент поглощения излучения, a Bv - спектральная функция Планка - заданные функции своих аргументов: давления газа Р и температуры Т.
Локально-одномерное приближение оправдано в задачах гиперзвукового обтекания, в которых толщина ударного слоя у поверхности мала по сравнению с размером тела и является слабо меняющейся по обводу тела функцией. Правомерно его использование в одномерных задачах (течения в окрестности передней критической точки СА, оси симметрии), в которых простой вид получающейся системы уравнений позволяет решать задачу в достаточно общей постановке, включая учёт вязкости и теплопроводности газа (Румынский А.Н. и др., 1974).
В многомерных задачах гиперзвукового обтекания, в частности, при осесимметричном обтекании тел или при обтекании под углом атаки система уравнений РГД значительно усложняется, и здесь необходимо по возможности упрощать физическую постановку задачи. В частности, во многих работах используется предположение об отсутствии вязкости и теплопроводности излучающего газа. Относительно свойств поля излучения, как правило, используется предположение о его локальной одномерности. В такой постановке задачи РГД исследовались на основе различных
297
6-1
численных методов. Использование локально-одномерного приближения излучающего ударного слоя существенно упрощает тепловую часть задачи и в определённых случаях является полезным.
Однако там, где в расчетной области возникают большие градиенты температуры и давления газа в касательном к поверхности спускаемого аппарата направлении или отход ударной волны являлся резко меняющейся по обводу поверхности функцией - в таких задачах локально-одномерное приближение может оказаться слишком грубым. Здесь следует использовать методы, учитывающие многомерный характер поля излучения. К числу таких подходов, напомним, относится метод сферических гармоник, в частности его Pi-приближение (Лебедев В.И.Д969), или метод дискретных ординат (Андриатис А.В. и др., 1988; Суржиков С.Т., 2008), которые позволяют проводить расчёты со сложным распределением газодинамических функций при наличии больших градиентов в области решения задачи.
Сравнение различных методов учёта многомерности поля излучения показало, что в рамках МСГ вычислительный алгоритм позволяет одновременно решать газодинамические и тепловые уравнения, тогда как метод дискретных ординат (БассЛ.П. и др., 1986), использующий непосредственно решение уравнения переноса излучения (6.1), такой возможностью не обладает. Здесь при интегрировании интенсивности излучения вдоль выделенного направления необходимо заранее знать распределение вдоль этого направления газодинамических функций - температуры и давления газа. Это требует проведения раздельных итераций по полям газодинамических функций и излучения, что приводит к неустойчивости в решении краевых задач, особенно при значительном влиянии излучения на газодинамическое поле, и увеличивает время решения задач РГД.
В работе (Андриатис А.В., 1987) отмечалось, что метод дискретных ординат, являясь по своей сути «точным», потому что не использует упрощающих предложений в тепловой части задачи, практически не приемлем для проведения серийных расчётов на ЭВМ средней мощности. Метод приводит к существенному увеличению времени счёта по сравнению с подходами, использующими приближенные радиационные модели. Однако главное его достоинство в том, что он может служить эталоном для проверки и последующей коррекции приближённых расчетных методик. В работах (Костузик А.А., Румынский А.Н., 1984) для различных режимов обтекания с помощью метода дискретных ординат была выполнена прямая проверка точности модели локально-одномерного плоского слоя. Было установлено, что эта модель дает погрешность от 10 (окрестность критической точки) до 30% (в областях резкого изменения наклона образующей тела или на его боковой поверхности).
Отметим еще раз, что в разработанном в НПО им. С.А. Лавочкина комплексном методе для расчета лучистого теплообмена возле СА в рамках единого программно-вычислительного комплекса на ЭВМ, предназначенного для определения параметров тепловой защиты аппарата, есть метод, в котором перенос излучения учитывается с использованием Pi и Р2-приближений метода сферических гармоник. В исследуемом осесимметричном случае метод позволяет учитывать двумерный характер поля излучения, оптические свойства обтекаемых поверхностей, термическое разрушение материала лобовой поверхности аппарата под воздействием лучистых тепловых потоков из ударного слоя. Достоинством метода является применение единого алгоритма для решения газодинамической и тепловой частей общей системы уравнений РГД, что обеспечивает устойчивую работу метода при наличии больших
298
6-1
градиентов искомых функций в расчетной области и значительном влиянии излучения на газодинамическое поле задачи.
В тех расчетных случаях, когда лучистый теплообмен существенно превышает конвективный (вход СА в атмосферу планеты с гиперболической скоростью), задача РГД для СА решается с учетом сильного вдува продуктов разрушения с обтекаемой поверхности под воздействием лучистых тепловых потоков из ударного слоя. Используется «двухслойная» модель течения с выделением ударной волны и контактной поверхности (Иванков А.А., 2006; Иванков А.А 2009). Это позволяет точнее определять геометрию расчетной области, выделяя высокотемпературный ударный слой и слой вдува с более низкой температурой и, таким образом, точнее рассчитывать лучистый теплообмен. При сильном вдуве в качестве вдуваемой смеси продуктов разрушения ТЗП рассматривается смесь, эквивалентная по своим термодинамическим и оптическим свойствам равновесному воздуху. Возможность такого допущения строго обоснована в (Румынский А.Н. и др., 1974), где оно применялось при исследовании входа АМС серии «Зонд» с рикошетированием в атмосферу Земли. Его правомерность подтверждается результатами ряда работ (Белоцерковский О.М., Голомазов М.М. и др., 1981; Биберман Л.М. и др., 1978). Как отмечено в монографии (Белоцерковский О.М., Давыдов Ю.М., 1982), аппроксимация свойств вдуваемой смеси продуктов теплового разрушения материалов ТЗП свойствами воздуха справедлива именно для режима сильного вдува, когда с увеличением скорости вдува лучистый тепловой поток, падающий на поверхность тела, не ослабевает (Румынский А.Н. и др., 1974) и, по данным работы (Белоцерковский О.М., Голомазов М.М. и др., 1981), не зависит от характеристик теплозащитного покрытия. Кроме того, химический состав и химические реакции в слое вдува практически не оказывают влияния на характеристики течения в области вдува (Белоцерковский О.М., Голомазов М.М. и др., 1981).
При расчете лучистого теплообмена с использованием разработанного в НПОЛ метода селективность излучения учитывается в многогрупповом приближении с использованием десятигрупповых моделей. Наряду с применением Ргприближения во всех спектральных интервалах применяется также гибридный метод, использующий в одних участках спектра Pi-, а в других - Р2-приближение МСГ. По точности этот подход обладает лучшими возможностями по сравнению с Ргприближением во всех спектральных интервалах. В качестве численного метода при решении общей задачи гиперзвукового обтекания СА применяется метод, являющийся развитием метода прямых (Голомазов М.М., 2005; Голомазов М.М. и др., 2011; Голомазов М.М., Финченко В.С. и др., 2011) и метода интегральных соотношений (Белоцерковский О.М. и др., 1967).
Конвективный теплообмен в рамках единого программно-вычислительного комплекса на ЭВМ, определяется на основе приближенных (инженерных) моделей, рекомендованных к применению при проектировании тепловой защиты СА в руководящих документах ракетно-космической отрасли - руководствах для конструкторов.
Разработанная и описываемая далее математическая модель реализована в программно-вычислительном комплексе (ПВК) на ЭВМ (Иванков А.А. Свидетельство..., 2009).
Этот комплекс позволяет в рамках единого вычислительного процесса практически за реальное временя движения СА по траектории (несколько сотен секунд) определить при предварительно выбранной схеме теплозащиты СА заданной формы основные параметры тепловой защиты аппарата, силовой и тепловой нагрузок:
299
6-1
-	толщину унесенной массы сублимирующего вещества в заданных точках поверхности СА;
-	температуру в результате прогрева многослойной конструкции тепловой защиты на границах стыкуемых слоев в тех же заданных точках;
-	температуру силового корпуса (лобовой аэродинамический экран) и защитного кожуха донной части СА;
-	изменение радиационной и конвективной составляющих плотности теплового потока в тех же заданных точках поверхности СА в продолжение всего времени спуска;
-	изменение высоты, скорости, скоростного напора, давления и температуры торможения, полной энтальпии газового потока.
Кроме того, в процессе расчета вычисляются все газодинамические параметры в поле течения за ударной волной.
300
6-2
^МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ
ПРОГРАММНОГО КОМПЛЕКСА ДЛЯ РАСЧЕТА ПАРАМЕТРОВ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ СПУСКАЕМЫХ В АТМОСФЕРАХ ПЛАНЕТ АППАРАТОВ
О вычислительном алгоритме программного комплекса
Сначала для лучшего восприятия подхода к комплектации математической модели, описывающей процессы, происходящие при взаимодействии высокоскоростного и высокоэнергетического газового потока с поверхностью СА, защищенной уносимым покрытием, опишем этапы этого комплексного метода и вычислительный алгоритм решения задачи расчета указанных в конце предыдущего раздела параметров.
Разработанный метод включает два взаимосвязанных основных этапа. На первом этапе вдоль траектории движения СА проводится расчет его обтекания потоком газа атмосферы с определением газодинамического поля течения и теплообмена - конвективного и лучистого у поверхности аппарата (внешняя задача теплообмена).
На втором этапе решается внутренняя задача теплообмена - определяются прогрев конструкции и унос массы выбранного сублимирующего теплозащитного покрытия как с внешней (обтекаемой газом) поверхности, так и с внутренних слоев многоструктурного покрытия, если разрушение происходит внутри не только внешнего слоя.
Комплексный характер проводимых расчетов состоит в совместном и одновременном решении внешней и внутренней задач теплообмена, поскольку их решения взаимосвязаны и, естественно, существенно влияют на конечный результат.
Вычислительный процесс при расчетном определении тепловой защиты на этапе аэродинамического торможения СА включает три взаимосвязанных процесса, различных по физическому содержанию:
-	расчет траектории движения СА в атмосфере планеты с учетом изменения массы и баллистического коэффициента при термическом разрушении ТЗП;
-	расчет вдоль траектории газодинамического поля течения возле СА с определением конвективного и лучистого теплообмена;
-	расчет прогрева конструкции аппарата и материалов тепловой защиты под действием аэродинамических тепловых нагрузок с учетом уноса массы ТЗП и его влияния на траекторию движения.
Представляемая комплексная постановка задачи позволяет точнее разрабатывать тепловую защиту, поскольку учитывает влияние сопутствующих высокотемпературных процессов, происходящих в ударном слое у поверхности аппарата и в материалах тепловой защиты, включая унос массы ТЗП и его влияние на траекторию движения аппарата.
На рисунке 6.1 представлена укрупненная схема программно-вычислительного комплекса по решению задачи о выборе тепловой защиты спускаемого в атмосферу планеты аппарата, входящего с любой скоростью под любым углом к горизонту её поверхности в точке входа в атмосферу (Иванков А.А., Финченко В.С., 2013).
При разработке схемы использовались принципы модульного и объектно-ориентированного программирования в стандарте языка Фортран 95. Все программные единицы, реализующие конкретные вычислительные процессы, такие как расчет траектории движения, определение внешних тепловых потоков, расчет прогрева
301
6-2
Рисунок 6.1. Схема программно-вычислительного комплекса
конструкции и др., оформляются в виде отдельных независимых модулей, каждый со своей системой обозначений, набором модульных и внутренних процедур.
Программный модуль, в котором определяется траектория движения СА, оформляется в виде головной программы, осуществляющей управление ходом всего вычислительного процесса. Доступ к подпрограммам модулей и данным осуществляется подключением соответствующего модуля в рамках wse-ассоции-рования, ассоциирования через носитель или ассоциированием параметров (Бартеньев О.В., 2005).
Такая структура ПВК позволяет использовать модули как самостоятельные программные единицы или как части в составе программного пакета. Автоматизированная процедура обработки результатов расчета в ПВК осуществляется средствами многооконной графики в стандарте Фортран 95.
Подробное описание ПВК, её распечатка и некоторые инструкции представлены в (Иванков А.А. Свидетельство..., 2009).
302
6-2
Система уравнений движения СА в гравитационном поле планеты
Система уравнений движения СА приводится в поле тяготения планеты. Процедура решения этой системы уравнений используется в качестве программного алгоритма, управляющего ходом вычислительного процесса, реализуемого вдоль траектории движения аппарата.
Расчет траектории СА с определением баллистических параметров, используемых для определения поля течения и расчета тепловых нагрузок, проводится в рамках системы уравнений {Борисов В.М. и др., 2004)
dV рК2  n de „ pV (V
- = -^g0—-----gsine; -—=GxKg0—+ --
at	2	dt	2	<7?
-^-=Ksin0; ^ = K^-cos0;
dt	dt R
cxS r cy	R2pi
mg cx Rpi R
(6.2)
где V- скорость движения центра масс СА;
0 - угол наклона вектора скорости аппарата к местному горизонту;
Н- высота полета над поверхностью планеты;
L - дальность полета, отсчитываемая вдоль образующей поверхности планеты;
ад - баллистический параметр;
go, g - ускорение силы тяжести соответственно на поверхности планеты и на высоте Я;
S„, - площадь миделевого сечения аппарата;
m=m(t) - масса аппарата;
Rph R=Rpi + H- радиус планеты и расстояние от ее центра до центра масс аппарата;
cx=cx(t), cv - коэффициенты аэродинамических сил, соответственно лобового сопротивления и подъемной силы; в расчетах полагается с,=0, т.к. рассматривается движение под нулевым углом атаки (случай осесимметричного обтекания СА);
К= су/сх - аэродинамическое качество;
у - гравитационная постоянная;
Мр1 - масса планеты.
Начальными условиями для системы (6.2) являются начальные значения баллистических функций - высоты полета Яо, скорости Ио, угла вход в атмосферу 0О и дальности Ло в начальный момент времени /=0:
Я=Я0, V=VG, 0=0о, L=LQ=0.
Система (6.2) получена в предположении, что движение аппарата происходит под действием аэродинамических сил и силы тяготения, планета - сфера радиуса Rp/ и её поле тяжести - центральное. Движение аппарата вокруг центра масс не рассматривается.
Баллистический параметр <зх в (6.2) является переменной по времени величиной <\=о.?(0> поскольку зависит от входящих в него изменяющихся при движении по траектории величин - массы аппарата m=m(t) (при уносе ТЗП) и коэффициента лобового сопротивления сх(1). При расчетах пренебрегается изменением коэффициента сх из-за уноса массы ТЗП вследствие малого изменения формы и линейных размеров аппарата даже после суммарного уноса массы ТЗП (менее 0,5%).
Одновременно с расчетом траекторных параметров ПВК выполняет расчет разогрева системы тепловой защиты СА и потерь массы аппарата из-за уноса термически разрушаемого сублимирующего вещества ТЗП с её наружной поверхности.
303
6-2
Уравнения скорости уноса массы ТЗП СА и динамики изменения уносимой её части
Скорость уноса массы материала ТЗП dm/dt вдоль траектории движения СА находится следующим образом. Из решения уравнения теплопроводности (см. далее) определяется распределение значения толщины уноса массы ТЗП Д5 вдоль образующей поверхности S аппарата, т.е. рассчитывается зависимость вида
Д5=Д5(/,г), reS.
Элемент объема dW унесенного материала с поверхности S за время dt определяется поверхностным интегралом вида
dW= j&8(t,r)dS.
s
Выражения для элемента поверхности dS в сферической системе координат (г, 0, ср), связанной с аппаратом (рисунок 6.2), и толщины уноса материала ТЗП А5 в точке поверхности через скорость уноса массы имеют вид
<	/ j \2Л0’5
I (ТГ I
= г2 sin 0J 0Jф 1 +---- ,
W0 J
A8(0) = ^Z,
где г=ги.(0) - полярный радиус образующей поверхности.
С учетом этих выражений для элемента объема dW унесенного материала за интервал времени dt получается выражение в виде определенного интеграла вдоль об
разующей поверхности:
2л 0Л
dW= |А5(г)<75 = рф |A5(0)rw2(0)sin0
S	0	0
J0 = 2л
«л
JrZw2(0)sin0
dt.
Элементарный унос массы Д/л покрытия с обтекаемой поверхности за промежу-
ток времени dt определяется выражением
\т =PmdW = 2ло
• т	• т
^Zw(9)sin0 1 +
а скорость уноса массы dm/dt - выражением
,	fe‘	(
-^ = 2лрт JrZw2(0)sin0 1 + dt	Jo
(63)
При отсутствии термического разрушения и уноса материала ТЗП с поверхности масса аппарата остается неизменной.
Определенный интеграл (6.3), используемый для нахождения скорости уноса массы теплозащитного покрытия dm/dt определяется численно посредством квадратурной формулы трапеций (Кудрявцев Л.Д., 1988), для которой погрешность аппроксимации составляет O(hfy, hv=\)j —- шаг сетки по угловой переменной о вдоль поверхности аппарата. В качестве узловых значений аргумента о на отрезке интегрирования [0, 0Л] используются координаты в,- расчетных точек поверхности СА, расположенных
304
6-2
на лучах сетки по угловой переменной о. Эта сетка вводится для решения задачи радиационной газовой динамики и определения поля течения возле СА при его обтекании. Выбор формулы трапеций среди известных квадратурных формул обусловлен использованием узловых значений искомых подынтегральных функций на участке интегрирования О<0<0/?. Именно эти значения функций определяются из решения общей краевой задачи и вычисляются на лучах сетки по л в точках обтекаемой поверхности. Ввод промежуточных узлов приводит к увеличению размерности краевой задачи.
Для численного решения системы обыкновенных дифференциальных уравнений движения СА (6.2) используется метод Эйлера с пересчетом с погрешностью аппроксимации (9(т2), т - шаг сетки по времени t. Применять разностную схему с большей точностью было бы нецелесообразно, поскольку в рамках используемого алгоритма погрешность в определении некоторых параметров, входящих в уравнение теплопроводности, составляет О(т).
Уравнения газовой и радиационной газовой динамики для расчета
обтекания СА и внешних тепловых потоков к обтекаемой поверхности
Расчет поля течения и теплообмена у поверхности СА проводится с использованием уравнений газовой динамики для расчета поля течения около обтекаемого атмосферой СА (Голомазов М.М., Финченко В.С и др., 2011) и уравнений радиационной газовой динамики (РГД) (Борисов В.М., Иванков А.А., 1992), в которых перенос излучения учитывается в рамках метода сферических гармоник (МСГ).
На рисунке 6.2а приведены физическая картина течения и область решения задачи ABCD. В плоскости, проходящей через ось симметрии течения, изображены образующие поверхностей - ударной волны rv, поверхности тела rW9 верхнего граничного луча с углом 0Л. Область ABCD в исследуемом осесимметричном случае ограничена ударной волной г„ осью симметрии, образующей поверхности тела rw, и верхним лучом 0Л.
В области решения задачи ABCD течение газа дозвуковое и сверхзвуковое, с большими значениями и градиентами давления и температуры газа.
Система уравнений для решения задачи внешнего теплообмена состоящая из двух подсистем: газодинамической (6.4) и тепловой РГД (6.5) для установившихся пространственных течений газа, имеет вид
7-(рй)=0, (k-v)k+(1/p)VP=0,	(6.4)
V-[pv(h + V2/2)+H]=0,
Н= J Hvdv, р=р(Л Т), h=h(P, Г), о
—	4 л (	1	—
V-77=7CH, П =----------------V-Я, £,	(6.5)
з 4лл; J
ву =—,2А*с2у3'	, KV=KV(P, Т).
exp\h*cv / kT)-l
Здесь V - оператор градиента в трехмерном евклидовом пространстве с радиус-вектором г; V - вектор скорости газа; р, Л, Р, Т, Kv - соответственно плотность, удельная энтальпия, давление, температура газа и коэффициент поглощения излучения; Hv - вектор монохроматического лучистого теплового потока; с - скорость света
305
6-2
a - поле течения у поверхности СА, система координат и расчетная область ABCD;
б - структура тепловой защиты СА:
1 - слой сублимирующего вещества; 2 - изолирующий слой стеклосот;
3 и 5 - обшивка корпуса СА; 4 - металлосоты корпуса СА.
Рисунок 6.2. Области решения внешней (а) и внутренней (б) задач теплообмена.
в вакууме; Л*- постоянная Планка; v - частота излучения; к- постоянная Больцмана; njc - тензор монохроматического излучения; Е - единичный тензор; р, Л, Kv - заданные функции своих аргументов - Р и Г; индекс «V» относится к параметрам монохроматического излучения.
Газодинамическая подсистема (6.4) включает законы сохранения массы, импульса и энергии для частицы газа. Тепловая подсистема РГД (6.5) содержит закон равновесия для излучающе-поглощающей среды и реологическое соотношение, которое дает выражение для тензора 77v. В терминах МСГ представленная тепловая подсистема (6.5) соответствует Pi-приближению.
Условия на поверхностях разрыва для газодинамических функций традиционны: на ударной волне г, задаются условия совместности Ренкина - Гюгонио, а на поверхности rw - условия непротекания для газа.
Для функций поля излучения в Pi-приближении на поверхностях разрыва непрерывны нормальная компонента вектора Hv и компонента тензора 77v, диагонального в Pi-приближении.
Краевая задача состоит в определении неизвестных функций - положения ударной волны rs и значений компоненты тензора Пп. на ударной волне 77,гл. Значения управляющих параметров rs и 77,.,.л. в узлах сетки по угловой переменной в определяются в процессе счета обобщенным методом Ньютона по выполнению граничных условий: на ударной волне - для функций поля излучения и на поверхности тела -для газодинамических функций.
306
6-2
Для проведения быстрых оценок лучистых тепловых потоков вместе с системой уравнений (6.4), (6.5) используется упрощенная модель, основанная на использовании интегральной полусферической степени черноты плоского ударного слоя (Баула Г.Г. и др., 1984). По этой модели для каждого сечения ударного слоя используется
аппроксимация локально-плоским слоем, однородным по распределению температуры Т и давления газа Р в исследуемом сечении. В качестве постоянных значений ТиР выбираются их средние интегральные значения вдоль исследуемого сечения.
При расчете конвективных тепловых потоков пользуются приближенной методикой, разработанной по результатам расчетных и экспериментальных работ, выполненных в ракетно-космической отрасли. Конвективные тепловые потоки определяются в зависимости от режима течения, реализуемого возле обтекаемой поверхности, по критерию Кнудсена Кп=//£, где / - средняя длина свободного пробега молекул газа, L - характерный линейный размер обтекаемого тела, в качестве которого в исследуемом случае выбирается диаметр миделевого сечения аппарата Dm.
При свободномолекулярном режиме течения (Кп>10) конвективный тепловой поток к поверхности определяется следующим образом {Коган М.Н., 1967):
(R* к у5 q=aeR>\
(/+ГД " 2 (ГТ)	" °’5 exp(-s*’
\ К 1 Л уК 1 j
0<ф<|, <7=0, ^-<(р<я,
где ае - коэффициент аккомодации тепловой энергии;
К - универсальная газовая постоянная;
ц - молярная масса газа;
(р - угол падения линии тока к поверхности элемента;
к - показатель адиабаты;
/(x)=exp(-x2)+7r0,5x(l+erf (х));
erf(x) = 2 л-0,5 |ехр(-£2)бй - функция ошибок; о
М - число Маха.
Для переходного режима течения (0,01<Кп<10) конвективный тепловой поток при нулевом угле падения вектора скорости к обтекаемой поверхности определяется по зависимости чисел Стантона St от числа Кнудсена Кп, полученной обобщением большого количества экспериментальных и расчетных данных при обтекании тел различной формы, таких как сфера, цилиндр, цилиндрический торец
^0=St(Kn)pooKa)(Z0-ZJ,
где /0 и Iw - соответственно энтальпия торможения и энтальпия газа при температуре обтекаемой поверхности.
Для распределения теплового потока по поверхности сферы используется аппроксимация, применимая для ламинарного пограничного слоя
^i(9)=^0i[0,55+0,45cos(29)], 0<9<я/2,
где 9 - полярный угол точки на поверхности сферы, отсчитываемый от оси симметрии течения.
Для сплошного режима течения (Кп<0,01) конвективный тепловой поток для ламинарного и турбулентного пограничных слоев определяется с помощью соотношений
307
6-2
^=^(е)-р"-5 r;05 и;1'05 (1-/„.//o),
ят=кт(8Ур™ r;0-2	(i-/„/ /0),
где A>/L[0,55+0,45cos(2e)], Кт=А r[3,75sin(9)-3,5sin2(0)].
Здесь коэффициенты AL и Ат- заданные числовые множители; Re - характерный (эффективный) линейный размер обтекаемого тела, формируется программно с применением метода эффективной длины (Власов В.И. и др., 2010). При проведении расчетов вдоль образующей обтекаемой поверхности значения тепловых потоков qi и qT сравниваются, а в качестве окончательного решения выбирается максимальное значение из двух величин - qL и qT. Такой подход дает верхнюю оценку уровня тепловой нагрузки на аппарат, что обеспечивает запас работоспособности конструкции СА при расчете тепловой защиты.
Более подробно методы определения поля течения и лучисто-конвективного теплообмена представлены в (Голомазов М.М., Иванков А.А., 2015).
Уравнение нестационарной теплопроводности
для расчета прогрева конструкции и уноса массы ТЗП
Расчет прогрева конструкции и термического разрушения материалов теплозащитного покрытия СА проводится в одномерной постановке (Иванков А.А., 2012), поскольку в исследуемом случае температурные градиенты в материале по нормали к разрушаемой поверхности существенно больше, чем в касательном направлении. Для расчетов используется нестационарное уравнение теплопроводности, дополненное учетом процессов внутреннего термического разложения материалов и фильтрации газа
ср? = ТгГХ(х)	 СА ? - Q* - о<*<5>	(6.6)
ot dx|_ dxj ох
где Т=Т(х, t) - температура материала стенки; С(х), р(х) и Х(х) соответственно теплоемкость единицы массы, плотность и коэффициент теплопроводности материала (с учетом газообразных продуктов разложения); Cg=Cg(P9 Г) - теплоемкость единицы массы газообразных продуктов; G=Gg(P, Т) - массовый расход газообразных продуктов; Р - давление газа; х - координата, отсчитываемая в направлении, нормальном к обтекаемой поверхности, х=0 соответствует стороне, обтекаемой газом; 5 - начальное значение толщины стенки ТЗП СА; t и tf - соответственно текущее и конечное время прогрева материала и в целом - всего вычислительного процесса.
В случае применения уравнения (6.6) к расчету прогрева многослойной ТЗП из разных материалов теплофизические характеристики их - коэффициенты С(х), р(х) и Х(х) - имеют сильный разрыв на стыке материалов с различными теплофизическими свойствами. В точке разрыва коэффициентов выполняются естественные условия сопряжения - непрерывности температуры Т(х, t) и теплового потока (X дТ/дх).
В качестве начального условия задается распределение температуры поперек стенки в начальный момент времени t=0:
ДО, х) = Ть(х), 0<х <5, t=0.	(6.7)
Унос материала с поверхности описывают граничные условия 1-го рода. Принято допущение, по которому унос материала ТЗП с поверхности начинается при достижении температуры его разрушения Td
308
6-2
T(t, x)=Td(h x=xds>(t); 0< Xj,o <s, 0</<Z/5	(6.8)
где %j,o(O “ положение разрушаемой поверхности, определяемое в процессе решения уравнения (6.6). Скорость разрушения обтекаемой газом поверхности ТЗП находится из соотношения
_q0-£0<5T4
4,0— т •>
P(Aef,0
(6.9)
где q0 - суммарный тепловой поток к поверхности; е0 - степень черноты; о - постоянная Стефана - Больцмана; 4/;о - эффективная энтальпия разрушения материала; индекс «0» относится к внешней поверхности ТЗП. В (6.9) пренебрегается частью теплового потока, идущего на начальный до уноса прогрев стенки, что приводит к незначительному завышению уноса материала.
Если температура поверхности сублимирующего вещества ТЗП не достигает температуры разрушения Td, то вместо (6.8) задается условие
-^—=q0-£0oT4, x=xd0, Q<t<tf.	(6.10)
дх
На поверхности стенки ТЗП, обращенной внутрь аппарата, температура T(t, х) всегда меньше температуры разрушения материала. На этой границе условие записывается в виде
(6.11)
Х^-=<7.-£|СТТ’4, х=6, 0<t<tf, дх 1	1	f
где индекс «1» относится к внутренней границе х=5.
В случае процессов разрушения материалов, происходящих и во внутренних слоях ТЗП, на границе, разделяющей соседние материалы, ставится условие 1-го рода с температурой разрушения материала с меньшим значением Tdk, поскольку этот материал разрушается первым. В этом случае скорость уноса определяется по формуле (Иванков А.А., 2005) м*
Pk'efjc
(6.12)
где [д]А. - означает скачок теплового потока, расходуемого на разрушение материала k-го слоя с плотностью рА при температуре разрушения Tdk с энтальпией 4М. В этой точке по-прежнему реализуется условие непрерывности температуры.
Решение уравнения (6.6) находятся: на внешней поверхности при заданных начальных условиях (6.7) и граничных условиях (6.8) или (6.10); на внутренней поверхности - при условии (6.11) с учетом (6.9) на внешней и (6.12) - на внутренних поверхностях материала ТЗП СА.
Результаты решения системы уравнений (6.2)-(6.6) при указанных начальных и граничных условиях совместно с вычислением соотношений для определения конвективных тепловых потоков, характерных параметров СА заданной формы и размеров, скорости уноса массы сублимирующего вещества ТЗП иллюстрируются графическими зависимостями искомых параметров от времени спуска СА в атмосфере (см. п. 6.5).
309
6-3
ИНАНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ТЕСТИРОВАНИЯ ОПРЕДЕЛЯЕМЫХ ПРОГРАММНЫМ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫМ КОМПЛЕКСОМ ПВК ПАРАМЕТРОВ ЗАДАЧИ
О РАЗРАБОТКЕ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ СА
В настоящем разделе представлены результаты сравнения разработанных в НПО им. С.А. Лавочкина математической модели и методов расчета, предназначенных для проектирования теплозащитных систем СА и реализованных в ПВК на ЭВМ. с известными результатами численных исследований, выполненных другими авторами, и с данными летных экспериментов. Проведено также сравнение с более простыми, но хорошо апробированными математическими моделями.
Сравнение с результатами известных работ и летного эксперимента «Fire-2»
Сравнение с результатами известных работ
В качестве примера применения разработанной методики и сравнения полученных результатов с результатами работ других авторов рассмотрена задача обтекания сферы радиуса 7?=1 м потоком воздуха с параметрами на высоте полета Я=40 км и скоростью Ко =15 км/с {Борисов В.М., Иванков А.А., 1992). Наиболее точные результаты с учетом вязкости газа и применением метода дискретных ординат получены в {Андриатис А.В., 1987). На рисунке 6.3а показаны распределения вдоль оси симметрии течения о=0 температуры Т и компоненты Нг вектора лучистого теплового потока от ударной волны (^=1) до поверхности тела (^=0). Штрихпунктирными линиями представлены результаты, полученные в Р|-приближении, штриховыми -в гибридном подходе Рц+Р2Ь 1=4, J=6, сплошными линиями - в {Андриатис А.В., 1987), кружком - {Румынский А.Н и др., 1974). Расхождение результатов, полученных в рамках используемой в НПОЛ методики расчета приближении Рц+Р2Ь от результатов работы {Андриатис А.В., 1987) по лучистым тепловым потокам в критической точке составляет около 4%. В приближении локально-одномерного плоского слоя {Румынский А.Н и др., 1974) значение Н,. в критической точке завышается на ~20 %. Примерно такой же погрешностью обладает подход, связанный с использованием Р|-приближения МСГ.
Отличия в профиле температуры Т в ударном слое и на теле связаны, в первую очередь, с расчетами обтекания по вязким (сплошная линия) и невязким (пунктирная линия работы {Борисов В.М., Иванков А.А., 1992)) уравнениям движения газа. В распределениях других газодинамических функций по обводу СА сферической формы отличия также незначительные.
На рисунке 6.36 для этого же расчетного варианта приведены аналогичные сравнения распределения по поверхности сферы абсолютных значений компоненты Н,\ полученные авторами тех же работ, которые указаны на рисунке 6.3а.
На рисунке 6.4 приведено распределение относительной величины поглощенного поверхностью сферы лучистого теплового потока Яи.(и)/Яи.(0). Здесь также наблюдается хорошее совпадение результатов расчета (пунктирная линия) с помощью ПВК НПО им. С.А. Лавочкина {Иванков А.А. Свидетельство..., 2009) с результатами других авторов.
310
6-3
----- А.В. Андриатис, 1987;
-----Ри+Ргл 1=4, J=6;
— • — Pi-приближение;
о А.Н. Румынский, В.П. Чуркин, 1974.
а - распределение температуры Т и компоненты Нг вдоль оси симметрии течения; б - распределение компоненты Нг по поверхности сферы.
Рисунок 6.3. Сравнение результатов расчетов с использованием методов различных авторов
Рисунок 6.4. Сравнение распределения относительной величины Ян,(и)/Ян,(0) поглощенного по обводу сферы лучистого теплового потока
Приведенные примеры соответствуют условиям входа, при которых наблюдается сильное влияние переноса излучения на газодинамические и тепловые поля функций. Хорошее совпадение результатов, полученных по методу, используемому в НПОЛ, с результатами работ других авторов может служить основанием для его применения в последующих серийных расчетах тепловых защит проектируемых спускаемых аппаратов, доставляемых АМС в атмосферы планет.
311
6-3
Сравнение с данными летного эксперимента «Fire-2»
Летный эксперимент по программе «Fire-2» был проведен в 60-х годах прошлого века для получения данных по тепловым нагрузкам применительно к программе полета на Луну космических аппаратов «Аполлон». Эксперимент проводился для изучения процессов лучисто-конвективного теплообмена для траекторий движения СА на участках аэродинамического торможения в атмосфере Земли для скоростей входа, превышающих вторую космическую. В ходе эксперимента были получены данные по тепловым потокам к поверхности аппарата.
Экспериментальный спускаемый аппарат «Fire-2» представлял собой уменьшенную модель СА «Аполлон» с начальным радиусом затупления лобовой поверхности 7?=0,935 м. Лобовой экран аппарата состоял из трех слоев бериллия. Первый слой под действием тепловой нагрузки разрушался на высоте //=53 км, второй - на высоте Я=42 км. При разрушении слоев бериллия изменялся радиус лобовой поверхности. На этапе аэродинамического торможения СА фиксировались параметры траектории спуска - высота Н и скорость К, а также изменяющийся в процессе уноса внешнего теплозащитного покрытия радиус лобовой поверхности аппарата. Эти данные представлены в таблице 6.1.
Таблица 6.1. Экспериментальные данные вдоль траектории «Fire-2»
Н, км	V, км/с	R, м	qs, Вт/см2	qc, Вт/см2	qr, Вт/см2
76,42	11,36	0,935	175	113	23
71,04	11,31	0,935	290	187	81
67,05	11,25	0,935	410	253	165
63,11	11,14	0,935	575	-	-
59,26	10,97	0,935	750	410	455
53,04	10,48	0,805	1025	654	567
50,67	10,19	0,805	1140	-	-
48,37	9,83	0,805	ИЗО	721	338
42,14	8,30	0,805	750	672	42
37,19	6,19	0,702	390	-	-
В эксперименте измерялся суммарный тепловой поток qs в зоне критической точки аппарата и лучистый тепловой поток qr в спектральном диапазоне с длиной волны Z>0,2 мкм (Cauchon D.L., 1967). Анализ результатов эксперимента показал, что основной вклад в лучистый тепловой поток вносит излучение в области вакуумного ультрафиолета с длиной волны Х<0,2 мкм, которое не регистрировалось в эксперименте.
Для выделения зависимостей конвективного qc и лучистого qr тепловых потоков по траектории полета аппарата «Fire-2» дополнительно использовались результаты численного определения этих величин по модели вязкого ударного слоя для условий летного эксперимента, представленные в (Johnston С.О. et al., 2007).
312
6-3
При расчете конвективного теплового потока qc обтекаемая поверхность предполагалась некаталитичной (окись бериллия). Суммарный тепловой поток qs при этом определялся по соотношению
qs=qc+A-qr,
где А- коэффициент поглощения излучения поверхности аппарата «Fire-2», значение которого менялось в пределах 0,6-0,8.
Для проверки расчетных методов на участке аэродинамического торможения аппарата «Fire-2» при определении суммарного теплового потока qs (включающего лучистую qr и конвективную qc составляющие) использовался разработанный программный комплекс, в котором для расчета тепловых потоков в зависимости от входных данных использовались различные расчетные методики при определении лучистых и конвективных тепловых потоков.
Параметры траектории движения аппарата «Fire-2» - высота Н и скорость V для исследуемого участка траектории представлены в таблице 6.1. Скорость входа аппарата составляет V=\ 1,36 км/с, что превышает вторую космическую (параболическую) для Земли скорость, составляющую около 11,2 км/с. В связи с этим данные, полученные в ходе летного эксперимента «Fire-2», имеют важное значение, поскольку на существующих установках невозможно в условиях наземного эксперимента смоделировать соответствующие эксперименту «Fire-2» режимы течения газа.
На рисунке 6.5 для исследуемой траектории аппарата представлены зависимости по высоте Н значений лучистых тепловых .потоков q - измеренные в эксперименте «Fire-2» и расчетные. Здесь же изображено распределение по высоте полета Н скорости движения аппарата V. Кривая 1 соответствует экспериментальным значениям q, кривая 2 - разработанной модели и 3 - приближенного (инженерного) метода, основанного на использовании интегральной степени черноты высокотемпературного сжатого слоя, который в исследуемом сечении аппроксимируется плоским или локально-плоским слоем, однородным по распределению температуры и давления газа. Как следует из графиков, экспериментальная кривая 1 расположена между кривыми 2 и 3.
Наибольшее расхождение расчетных и экспериментальных данных наблюдается в точке максимума лучистых тепловых потоков - на высотах Я-52-54 км и составляет около 20% для разработанной модели в рамках МСГ и 16% - для приближенной модели (кривая 3). Такая разница объясняется тем, что модель НПОЛ более точна при интенсивных лучистых тепловых потоках, реализуемых, например, при гиперболических скоростях входа СА в атмосферу планеты. Хорошо зарекомендовала себя также реализованная в ПВК приближенная модель, приемлемая по точности для проектирования тепловой защиты СА.
Следует отметить, что лучшее соответствие представленных результатов имеет место на участке траектории аппарата «Fire-2» с высотами Я>60 км. На этом участке тепловые процессы в значительной степени неравновесные (Агафонов П.П. и др., 1972). Как следует из приведенного сравнения, заметных расхождений в расчетных и экспериментальных данных на больших высотах с Я>60 км не наблюдается. Напротив, на этом участке траектории отличия в результатах наименьшие и не превышают 7% для используемой модели НПОЛ и 15% - для приближенной.
На рисунке 6.6 представлены распределения конвективных тепловых потоков, полученных в эксперименте «Fire-2» (кривая 1) и расчетным путем (кривая 2) по приближенной (инженерной) модели.
313
6-3
1 - эксперимент «Fire-2»; 2 - разработанный в НПОЛ метод;
3 - приближенная (инженерная) модель; V- скорость.
Рисунок 6.5. Сравнение рассчитанных и полученных в эксперименте «Fire-2» лучистых тепловых потоков
Здесь наблюдается превышение расчетных значений над экспериментальными на всем участке траектории, что говорит об определенном запасе, даваемом используемой моделью при определении конвективных тепловых потоков. В этом сравнении наибольшие расхождения не превышающие 25% достигаются на участке траектории с //>60 км - неравновесное течение, на равновесном участке при Ж60 км - меньшие. Так, в точке максимума конвективных тепловых потоков разница между экспериментальными и расчетными значениями не превышает 5-7%.
Таким образом, из результатов тестирования следует вывод о том, что разработанная в НПО им. С.А. Лавочкина комплексная математическая модель как в части лучистых, так и конвективных тепловых потоков дает удовлетворительное соответствие с результатами летного эксперимента «Fire-2». Установлено, что ПВК, в состав которого входит приближенная модель предварительного определения конвективных и лучистых тепловых потоков (используемая в НПО им. С.А.Лавочкина для расчетов тепловой защиты головного обтекателя и СА), имеет запас по расчетным значениям тепловых потоков при проектировании тепловой защиты.
Модуль ПВК, в котором расчет лучистых тепловых потоков реализован в рамках метода сферических гармоник, показал удовлетворительное соответствие расчетной модели с данными эксперимента «Fire-2», причем, напомним, применение этой модели, целесообразно при достаточно больших скоростях входа СА, превышающих скорости эксперимента «Fire-2».
314
6-3
1	- эксперимент «Fire-2»;
2	- приближенная (инженерная) модель.
Рисунок 6.6. Сравнение конвективных тепловых потоков
Полученное удовлетворительное соответствие экспериментальных и расчетных данных по определению конвективных и лучистых тепловых потоков вдоль траектории движения экспериментального аппарата «Fire-2» является достаточно убедительным основанием для применения метода, разработанного в НПО им. С.А.Лавочкина, в тепловых расчетах и на других предприятиях ракетно-космической отрасли.
Сравнение с данными летных испытаний
по уносу ТЗП возвращенных с образцами лунного грунта
на Землю СА АМС «Луна-16» и «Луна-20»
Ниже представляются результаты сравнения толщин унесенного сублимирующего материала ТЗП при его термическом разрушении по данным, полученным путем обмера контуров возвращенных на Землю СА автоматических межпланетных станций «Луна-16» и «Луна-20» с результатами расчетов по разработанной в НПОЛ математической модели.
На рисунке 6.7 показано начальное распределение толщины ТЗП из уносимого при температуре около 2500К материала на всей поверхности СА. Этим материалом был плотный (р=1450 кг/м3) асботекстолит АТ-1П, изготовленный методом прессования по ОСТ 92-1455-77 на основе наполнителя асбестовая ткань АТ-1с ГОСТ 6102-78 (55±5%) и бакелитового лака ЛБС-4 ГОСТ 901-78 (45±5%) в качестве связующего.
315
6-3
бтзп, мм
О  1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 О	20	40 .60	80 100 120 140 160 180 и, град
1 - толщина ТЗП СА «Луна-16», 2 - ТЗП СА «Луна-20».
Рисунок 6.7. Распределение начальной толщины уносимого теплозащитного покрытия на лобовой и донной поверхности СА
На рисунке 6.7 показана также схема конструкции тепловой защиты, в соответствии с которой на наружной поверхности сферического корпуса (оболочки 3) устанавливался теплоизоляционный слой 2, изготовленный из стеклосот, выдерживающих кратковременно температуру около 450°С.
Сублимирующий слой 1 формовался прессованием на внешних торцах стеклосот слоя 2. В окрестности передней критической точки СА АМС «Луна-16» начальная толщина слоя 1 составляла ~19 мм, а в окрестности задней (донной) - около 5 мм.
По результатам обмера контура этого СА после приземления и по информации о температуре его оболочки 3 было принято решение толщину в передней критической точке на СА следующей АМС уменьшить до 12 мм.
На рисунках 6.8 (а) и (б) соответственно для СА АМС «Луна-16» и «Луна-20» приведены результаты замеров линейного уноса ТЗП после их приземления по обводу СА вдоль образующей поверхности в диапазоне углов 0<|о|<90°: кривые 1 (о>0) и 2 (в<0). Точность замеров составляла ±0,25 мм. Кривые 3 на рисунке 6.8 соответствуют результатам расчетов, выполненных по приведенной выше математической модели.
Наибольшие расхождения по линейным уносам сублимирующего покрытия тепловой защиты по отношению к измеренным значениям наблюдаются в окрестности передней критической точки СА и в зоне достижения максимальных тепловых потоков при турбулентном режиме (и~30°). На других участках поверхности СА измеренные и расчетные значения по уносу ТЗП различаются несколько меньше.
316
6-3
a - толщина уноса у СА «Луна-16»; б - толщина уноса у СА «Луна-20»;
1 - замеры верхней четверти сферы (и>0); 2 - замеры в нижней четверти сферы (и<0);
3 - результаты расчета.
Рисунок 6.8. Распределение уноса ТЗП АЗ вдоль образующей поверхности СА
Некоторое расхождение результатов может быть вызвано рядом причин. Одна из них, по-видимому, состоит в используемом способе обмера контура СА. Обмер проводился с помощью кругового кольцевого шаблона, устанавливаемого в меридиональной плоскости над поверхностью СА. Изначально (до выгорания ТЗП) между круговым контуром шаблона и образующей сферической поверхности СА был сделан зазор Д60, который составлял 3 мм для СА АМС «Луна-16» и 2 мм -для СА АМС «Луна-20». Значение уноса ТЗП при проведении замеров получалось из соотношения: A513II=A5i-A50, где АЗ! - фактически измеренный зазор между шаблоном и поверхностью СА после выгорания слоя теплозащиты. Очевидно, что при такой методике возможны ошибки, причем в сторону занижения значений уноса ТЗП, если учесть, что в процессе прогрева и термического разрушения сублимирующий материал ТЗП (асботекстолит) разбухает за счет расширения и выхода связующего, с последующим коксованием материала. Таким образом, фактическое увеличение толщины ТЗП в процессе термического разложения может служить источником погрешности измерений.
Кроме того, следует учитывать, что сравнение результатов в исследуемом случае проводится сразу по нескольким составляющим расчетных методов: расчету конвективных и лучистых тепловых потоков, формированию эффективной энтальпии разрушения ТЗП (различной для конвективных и лучистых тепловых потоков), расчету прогрева и уноса ТЗП, расчету траектории движения СА и др.
Таким образом, результаты проведенных сравнений данных летных экспериментов и расчетов по разработанной математической модели следует признать удовлетворительными, дающими определенный запас при проектировании тепловой защиты спускаемых в атмосферах аппаратов автоматических межпланетных станций.
317
6-4
[И МАТЕ РИАЛЫ ДЛЯ ЗАЩИТЫ АМС
И ДОСТАВЛЯЕМЫХ ИМИ НА ПОВЕРХНОСТИ ПЛАНЕТ АППАРАТОВ ОТ ТЕПЛОВОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ ВО ВРЕМЯ ДВИЖЕНИЯ В АТМОСФЕРЕ
Для защиты автоматических межпланетных станций и доставляемых ими на поверхности планет аппаратов от теплового воздействия при движении в атмосфере используется широкий ассортимент материалов.
По назначению эти материалы можно разделить на теплоизоляционные и теплозащитные. Первыми обычно покрывают внутренние поверхности корпусов, в которых размещаются АМС при запуске с поверхности планеты с атмосферой и полезная нагрузка СА при посадке на окруженную атмосферой планету, снижая приток к ним тепла от нагретой оболочки корпуса. Теплозащитными материалами покрывают те же корпуса с наружной стороны, предотвращая их чрезмерный нагрев от теплового воздействия набегающей с большой скоростью внешней газовой среды.
В таблице 6.2 приведены теплофизические свойства основных материалов, которые используются для обеспечения регулируемого теплообмена между внешней средой и АМС, находящейся под головным обтекателем ракеты-носителя (ГО PH).
Таблица 6.2. Теплофизические свойства материалов, используемых при расчетах параметров СОТР АМС, находящейся под ГО PH
характеристика	материал		
	ТТП-БС(л)	обшивка из сплава Д16	теплоизоляция ППУ 35-0,8А
коэффициент теплопроводности X, Вт/(м К)	0,082...0,122	130	0,0384
плотность р, кг/м3	450...600	2780	35
удельная теплоемкость С, Дж/(кгК)	1700	922	3300
допустимая температура работоспособности Т °C 1 ДОН,	-	130, цилиндр 200, конус	-
температура разрушения Гр, °C	320...600	660	-
Аф, Ai=/0-Af, кДж/кг	418+2,93 Ai (ламинарный режим) 418+1,46 Ai (турбулентный режим)	402	670 кратковременно Т-6...8 мин
318
6-4
Материал ТТП-БС(л) (разработчик ОАО «Композит») используется в качестве наружного слоя сублимирующего теплозащитного покрытия (ТЗП), наносимого послойно напылением на поверхность объектов, движущихся в атмосферах планет с высокими скоростями. Это материал холодного отверждения, основой его являются латекс бутадиен-стирольный и фенолформальдегидные микросферы. Изготавливается материал по ОСТ 92-1403-90.
На НПО им. С.А. Лавочкина ТТП-БС(л) широко применяется для нанесения на поверхность ГО PH серии «Союз»: разработано специальное оборудование для нанесения напылением на конические и цилиндрические поверхности диаметром до 4 м, отработана технология нанесения, сушки и отверждения по слоям толщиной 0,5 мм до необходимой суммарной толщины покрытия. На двухконусном обтекателе PH серии «Союз» (см. рисунок 2.4 главы 2) на передней конической части наносится слой ТЗП толщиной 3,2...3,8 мм (с учетом неровностей слоя), на втором конусе - 1,2...3,4 мм для защиты от воздействующего теплового потока мощностью до 20 кВт/м2 со стороны движущегося со сверхзвуковой скоростью (число Маха ~ 5) встречного воздуха.
Опыт летной эксплуатации ГО при запусках более пятидесяти PH серии «Союз» показал достаточно стабильный максимум температуры оболочки ГО из сплава Д16, не превышающий её допустимого значения. При этом на найденных на земной поверхности после сброса ГО створках на их поверхностях не было следов термического или механического (в результате трения) разрушения материала ТТП-БС(л).
Для защиты АМС от нагрева со стороны оболочки ГО PH на внутренней поверхности створок ГО укладывается легковесная (35 кг/м3) теплоизоляция из материала пенополиуретана ППУ 35-0,8А.
В таблице 6.3 приведен перечень материалов и их теплофизические свойства, из которых изготавливалась и может быть изготовлена тепловая защита спускаемых аппаратов АМС для посадки на поверхности планет, обладающих атмосферой.
Таблица 6.3. Теплофизические свойства материалов, используемых при проектировании теплозащитного покрытия СА АМС
материал	характеристика					
	плотность р, кг/м3	теплопроводность X, Вт/(м град)	теплоемкость Ср,Дж/(кг-град)	температура сублимации (разрушения) Гр, К (Т1011, °C)	Ew	эффективная энтальпия ТЗП /)ф, кДж/кг
Ml	500	0,13	1700	923	0,8	192+2,1 А/, линейная экстраполяция
М7	750	0,21	1380	900... 1000	0,8	линейная экстраполяция
стеклосоты ССП-7-4,2 ТУ 1-596-481-2011	70	0,10	1000	Гюп-300 кр. врем. -450 (до 2-х мин)	-	-
углепластик КМУ-4Л	1450	0,69 (при 100°С) 0,78 (при 200°С)	1150 1250	Т1О„-150 крит. врем. ~200	-	-
алюминиевые соты	49,7	3,29	1000	933 ТДо1.~150 кр. врем. ~200	-	-
319
6-4
материал	характеристика					
	плотность р, кг/м3	теплопроводность X, Вт/(м*град)	теплоемкость Ср,Дж/(кг-град)	температура сублимации (разрушения) тР, к (Лоп, °с)	£w	эффективная энтальпия ТЗП /„I,, кДж/кг
асботекстолит АТ-1 В 20 100 200 300 400 500 600 700	1150-1500	0,28-0.58 0,62 0,30-0.64 0,62 0,58 0,56 0,57 0,62	1090	2500	0,8	
асботекстолит АСД 20 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000	1450+50	0,58 0,62 0,64 0,62 0,58 0,56 0,57 0,62 0,71 0,81 0,92	1090	2500	0,8	
асботекстолит АТ-1П ОСТ 92-1455-77 20 50	1410-1650 1350-1600	0,56 0,56	1090 1090	2100, Д/<2500 2500, Д/>2500	0,8	ЛПС: 250+0,6Д/, Д/<2500 ТПС: 250+0,ЗД/ ЛПС: 800+0,8Д/, Д/>2500 ТПС: 800+0,4Д/
				при Г„~1800К начинается заметный унос 2100, Д/<2500 2500, Д/>2500	0,8	Разброс данных по /,ф составляет ±30% ЛПС: 250+0,6Д/, Д/<2500 ТПС: 250+0,ЗД/ ЛПС: 800+0,8Д/, Д/>2500 ТПС: 800+0,4Д/
стеклотекстолит СТКТ-П ОСТ 92-0901-81 20 50	1600-1800 1600-1800	0,35-0,41 0,35-0,41	920-1000 1050-1130	при Тн~2000К начинается заметный унос 2600	0,5	ЛПС: 950+0.,73Д/, ТПС: 950+0,37Д/
320
6-4
материал	характеристика					
	плотность р, кг/м3	теплопроводность X, Вт/(м-град)	теплоемкость Ср,Дж/(кг-град)	температура сублимации (разрушения) Гр, К (Тдо„, °C)	8w	эффективная энтальпия ТЗП /,<1», кДж/кг
ТТП-БС (л) при 50 ОСТ 92-1403-90	450-600	0,102	1700	320...650	0,84-0,86	ЛПС: 100+0,74/, ТПС: 100+0,35М
АМгб при 25	2640	117	922	933 Лои =150, при q=qmax Тдои = 250 в ост. момент времени		
стеклотекстолит ЭФ-32-301 20 50 100 150 200	1620-1710	0,35 0,43 0,43 0,41 0,38	920 1220 1260 1260 1170	Гдоп=Ю0, При q~<7 max Гдоп=150, При ^=0,5^тах		
изолан при 50°С	150-170	0,052	1590	Тдоп=200		
стеклосоты 6=10 мм и асбо-текстолитовые оболочки 5=1 мм 20 50 100 150 200 300 400	80 130-150	0,08 0,130-0,15	1100 1240 1510 1870 2320 2910 3610	~1,0		
ТТП-ФС	280^20	0,046-0,09	1300-1590	900	0,6-0,8	100+0,51 А/
ТТП-02	180-220	0,105-0,128	250	800	0,7	110+1,44/
ттп-кс	500-630	0,114-0,166	1340	-	-	88+0,9784/
Термосил	530-560	0,105-0,121	1380	-	-	-
ТТП-БС(л)-СМ	450-550	0,086-0,093	1360	-	-	-
В таблице 6.3 описаны свойства асботекстолитов различных марок, применявшихся в качестве уносимого под воздействием теплового потока материала для покрытия сферической поверхности СА АМС серии «Венера» при спуске в атмосфере Венеры, а также СА АМС серии «Луна» при спуске в атмосфере Земли.
Плотный асботекстолит марки АТ-1П и менее плотный (разреженный) марки АТ-1В и стеклотекстолиты рассматривались в качестве материалов-претендентов для
321
6-4
формирования тепловой защиты СА проекта АМС «Фобос-Грунт». Эти материалы имеют достаточно высокие температуры интенсивного термического разложения -до 2500К и используются при защите от тепловых потоков, достигающих при спуске СА удельной плотности в несколько десятков мегаватт на единицу поверхности аппарата.
Более низкой температурой интенсивного испарения обладают материалы существенно меньшей плотности (250-500 кг/м3), которые могут использоваться для теплозащиты СА при посадке на поверхности планет с разреженной атмосферой. Так, например, для покрытия лобовой поверхности СА «Малая станция» АМС «Марс-96» использовался материал ТТП-02, рассчитанный защитить аппарат весом около 80 кг, имеющий лобовой аэродинамический экран (ЛАЭ) конической формы диаметром основания 1,4 м, от воздействия теплового потока, достигавшего максимума удельной мощности 450 кВт/м2.
На экспериментальных СА серии «Демонстратор» с надувным тормозным устройством (НТУ), осуществлявших спуск в атмосфере Земли со скоростями 5,7...6.8 км/с (тепловые потоки до 700 кВт/м2), в качестве сублимирующего при температуре -900 К материала для покрытия жесткой части поверхности ЛАЭ (не НТУ) также использовался ТТП-БС(л) (Marraffa L., Finchenko V. et al., 2000; Алексашкин C.H., Финченко В.С. и др. 2009). Этот материал, как и в случаях применения его для тепловой защиты ГО PH серии «Союз», проявил себя с надежной стороны для существовавших условий тепловой и силовой нагрузок.
В таблице 6.3 приведены также характеристики трех новых материалов: А, В и С (ТТП-КС, Термосил и ТТП-БС(Л)-СМ).
Эти материалы рекомендованы ОАО «Композит» для применения в качестве сублимирующего вещества в конструкции тепловой защиты десантного модуля (ДМ) совместного проекта Европейского космического агентства и Госкорпорации «Роскосмос» «ЭкзоМарс».
Покрытие А (ТТП-КС, ОСТ 92-1403-90) представляет собой композицию на основе кремнийорганического каучука и полых стеклянных микросфер.
Покрытие В (Термосил, ОСТ 92-1403-90) представляет собой полимерную композицию на основе силоксанового блок-сополимерного каучука, наполненную стеклянными микросферами.
Покрытие С (ТТП-БС(Л)-СМ, ОСТ 92-1403-90) представляет собой композицию на основе бутадиен-стирольного карбоксилатного каучука, наполненную стеклянными микросферами.
Для предварительного выбора покрытия наружного слоя тепловой защиты ДМ проекта ««ЭкзоМарс» из плит каждого из покрытий А, В и С, толщиной 10 мм, изготовленных ОАО «Композит» по разработанной этим предприятием технологии, были вырезаны образцы диаметром 30 мм для испытаний в плазменных установках Института тепломассообмена им. А.В. Лыкова (Минск, Белоруссия) и ЦНИИмаш (г. Королев, Россия).
Описание условий испытаний, результатов продувки образцов высокоэнергетическими потоками плазмы и их анализ будут приведены в разделе 6.5. Здесь же, в таблице 6.4, приведем основные физические характеристики покрытий А, В и С, недавно полученные в испытаниях различного вида, и уже известные характеристики ТТП-БС(л).
322
6-4
Таблица 6.4. Физические характеристики покрытий А, В и С
характеристика	тип покрытия			
	А	В	С	ТТП-БС(л)
вид отверждения	холодное	холодное	холодное	холодное
предел прочности при растяжении, Па	1,40	з,п	2,4	1,27
относит, удлинение, %	Н,1	12,2	200	-
предел прочности при отрыве, МПа	0,8	-	1,2	1,4
адгезия к нанесенной поверхности	разруш. по материалу	разруш. по материалу	разруш. по материалу	разруш. по материалу
растворитель	толуол	толуол, этилацетат	диет, вода	диет, вода
экологическая составляющая	после сушки безопасен	не обладает токсичн. свойствами, биологически инертен	экологически безопасен	экологически безопасен
ОПМ при ВТВ	1,45	2,21	-	3,43
содержание ЛКВ при ВТВ	0,25	0,31	-	0,88
ОПМ при циклическом воздействии знакопеременных температур (-150... 150°С)	1,78	0,85	-	1,18
ПМ при воздействии УФ-излуч. после этапа 1, %	2,22	4,40	-	2,99
ПМ при воздействии УФ-излуч. после этапа 2, %	0,24	0,51	-	0,49
ОПМ при воздействии УФ-излуч. после эт. 2, %	2,46	4,91	-	3,48
ОПМ при всех видах испытаний	5,69	7,97	-	8,09
Примечание: ОПМ - общая потеря массы; ПМ - потеря массы; ВТВ - вакуумно-тепловое воздействие; УФ - ультрафиолетовое; ЛКВ - легкокипящее вещество; комплексное воздействие УФ-излучения проведено в два этапа по 24 часа каждый.
В конструкциях многослойной тепловой защиты СА используются материалы, по своим свойствам близкие к изоляционным (углепластики, алюминиевые соты, вакуумный асботекстолит) и изоляционные (стеклосоты, изолан, пенополиуретан и др.).
Далее для иллюстрации возможностей разработанного и используемого в НПО им. С.А. Лавочкина программно-вычислительного комплекса приводятся два примера расчетного определения тепловых нагрузок при движении СА АМС в атмосфере Земли и Марса, конструкционных параметров их тепловой защиты, уровней температур, достигаемых элементами конструкции тепловой защиты и силового корпуса СА, а также некоторые результаты экспериментальных исследований образцов тепловой защиты в подтверждение правильного выбора их параметров.
323
6-5
^РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТОВ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ В ОБЕСПЕЧЕНИЕ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ АМС ПРОЕКТОВ «ФОБОС-ГРУНТ» И «ЭКЗОМАРС»
6.5.1.	Аэротермодинамика спускаемого аппарата АМС «Фобос-Грунт» и его тепловая защита
АМС «Фобос-Грунт» была предназначена для продолжения исследований Марса {Маров М.Я., 2011). В состав АМС входил посадочный модуль (ПМ), возвращаемый аппарат (ВА) и СА, в корпус которого встроен контейнер для образцов грунта Фобоса, загружаемого при нахождении ПМ на его поверхности, и тепловая защита.
После старта ВА с поверхности Фобоса СА должен был быть доставлен в околоземное пространство, отделен от ВР и приземлен в заданном районе. В целях минимизации массы СА не был снабжен средствами самообнаружения, даже радиомаячком. В этих условиях успех посадки был рассчитан на точное и надежное расчетное определение параметров систем СА, траектории спуска в атмосфере, на экспериментальное их подтверждение, на подготовку полигона посадки для быстрого обнаружения СА и организации эвакуации с места посадки.
Внешние обводы и размеры СА показаны на рисунке 6.9. ЛАЭ СА представляет собой 90-градусный конус со сферическим закруглением его вершины. Такой форме СА, по сравнению с имеющей сегментальный лобовой экран и задний полусферический кожух формой «фара», было отдано предпочтение, т.к. в результате экспериментальных исследований аэродинамических характеристик обеих форм СА {Гувернюк С.В. и др., 2009; Филатъев А.С., Финченко В.С., 2012) было установлено, что «фара» динамически неустойчива в диапазоне трансзвуковых скоростей полета (М=1,3...0,8).
Коэффициент аэродинамического сопротивления СА выбранной формы равен Cv=l,02 при числе Маха М=10 и нулевом угле атаки. Он определен путем численного моделирования на основе интегрирования осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье - Стокса (уравнений Рейнольдса).
Защиту от нагрева металлического корпуса СА выше допустимой температуры при движении в атмосфере Земли обеспечивает тепловая защита, состоящая из двух
324
6-5
1 - лобовой аэродинамический экран; 2 - тепловая защита; 3 - несущая конструкция;
4 - загрузочная капсула; 5 - амортизатор (изолан); 6 - крышка загрузочной капсулы.
Рисунок 6.10. Основные элементы конструкции СА «Фобос-Грунт»
слоев. Наружный слой её выполнен из сублимирующего материала, а находящийся под ним теплоизолирующий слой - из стеклосот, как это показано на рисунке 6.10.
На рисунке 6.11а представлена расчетная схема, на которой показаны основные геометрические характеристики СА, используемые в расчетах, а также исследуемые зоны (1).. .(4) - окрестности характерных точек поверхности 1.. .5, в которых и определяются все параметры аэротермодинамики (тепловые и силовые нагрузки, температуры конструкции тепловой защиты и корпуса СА, начальные толщины ТЗП и толщина унесенного в результате термического разрушения слоя ТЗП).
На рисунке 6.116 показана принципиальная конструкция ТЗП, вдоль образующей поверхности которой указаны 10 точек, в которых проводятся расчеты, и расчетная схема стенки СА с указанием материалов по слоям:
Зависимость коэффициента лобового сопротивления сх от числа Маха задавалась таблично с интерполяцией кубическими сплайнами.
В качестве теплозащитного материала на лобовой поверхности СА используется асботекстолит АТ-1П, в донной части - стеклотекстолит. В качестве теплоизолирующего материала применяются стеклосоты ССП-1-4,2. Корпус СА представляет собой оболочку из алюминиевого сплава АМгб толщиной 1,2 мм - в лобовой части, и 1,0 мм - в донной.
Теплофизические свойства указанных материалов приведены в таблице 6.3.
По условиям прочности тепловая защита СА должна обеспечивать следующий температурный режим несущей конструкции (корпуса) на этапе аэродинамического торможения: в момент максимальных нагрузок температура должна удовлетворять условию Т<150°С; на других участках траектории - условиям Т<250°С (лобовая поверхность) и Т<300°С (донная поверхность).
325
6-5
a - зоны СА:
(1) - сферического затупления; (2) - конической поверхности;
(3) - торового скругления донной кромки; (4) - донной области;
б - принципиальная схема теплозащиты СА с расчетными точками.
Рисунок 6.11. Расчетная схема и схема тепловой защиты СА АМС «Фобос-Грунт»
На рисунке 6.12 представлены рассчитанные значения параметров траектории спуска СА - высоты Я, скорости V и скоростного напора д*. На рисунке 6.13 приведены распределения чисел Кп, Re и высоты полета Я, которые позволяют по высоте (или времени t) определять режимы течения возле СА и соответствующим образом выбирать методику расчета тепловых потоков.
На рисунке 6.14 приведены значения параметров торможения газового потока: удельной энтальпии Яо, давления Ро и температуры То, позволяющих оценить значения температуры и давления газа за ударной волной. В точке торможения газового потока реализуются значения температуры Го~122ООК и давления Р()~200 кПа.
На рисунке 6.15 представлено распределение суммарного теплового потока q(t) в критической точке лобовой поверхности СА. Вместе с графиком суммарного теплового потока q=qK+qn (символ «ф») приведены распределения конвективного qK («+») и лучистого qn («х») тепловых потоков для оценки их вклада в суммарном теплообмене возле СА.
На рисунке 6.16 представлены рассчитанные значения суммарных тепловых потоков q{t), i= 1...5 к характерным точкам поверхности 1-5 (рисунок 6.11а).
На рисунке 6.17 представлен унос по времени ТЗП 5(/) в критической точке аппарата для значений углов входа: 0е/ = кривые: 1 - 35°, 2 - 40°, 3 -45°. Результаты показывают влияние условий входа на динамику и величину уноса теплозащитного покрытия.
На рисунке 6.18 представлены результаты расчета распределения температуры по времени T(t) в стыках 1, 2 и 3 разнородных материалов по сечению ТЗП для зоны (1) поверхности СА при толщине ТЗП 5i3=7,5 мм. На рисунках 6.19 и 6.20 представлены результаты распределения температуры Д7) в стыках материалов по сечению ТЗП для толщины 82з=6,0 мм ТЗП в точках 2 и 3 поверхности СА.
326
6-5
q*, кПа V, м/с
120-1 13000 -a
12000 4
100 - 11000 i
loooo4
. 9000 -i 80 7	:
J 8000 4
7000 4
60 -	\
: 6000
; 50004
40 -	\
4000
; зооо 4 20 “ 2000 4 woo 4
0 J 0J
Рисунок 6.12. Параметры траектории
время, с
Рисунок 6.13. Числа Кп и Re
327
6-5
То, к 14000 п
12000 4
юооо -=
8000 -Ё
6000 -=
4000-Ё
2000^
о J
Рисунок 6.14. Параметры торможения
Рисунок 6.15. Тепловые потоки
328
6-5
время, с
Рисунок 6.16. Тепловые потоки в точках 1-5
Рисунок 6.17. Толщина уноса
329
6-5
Рисунок 6.18. Прогрев в зоне (1)
Рисунок 6.19. Прогрев в точке 2
330
6-5
время, с
Рисунок 6.20. Прогрев в точке 3
Г, °C
время, с
Рисунок 6.21. Прогрев в зоне (3)
331
6-5
На рисунке 6.21 представлены результаты расчета распределения температуры T(t) в стыках слоев ТЗП по сечению зоны (3) для толщины 53з=9,0 мм ТЗП.
На рисунке 6.22 для точек 1 ...4 лобовой поверхности СА (на которой наблюдается унос ТЗП) приведены результаты расчета уносимой толщины Д5(/) этого покрытия. В зависимости от исследуемой точки поверхности СА унос меняется в пределах 1,9. ..3,7 мм.
С целью определения уноса ТЗП по обводу СА, который позволяет оценить изменение баллистического параметра оЛ~(сх/т) по траектории движения СА, выполнена также серия расчетов по определению максимального и минимального линейного уноса ТЗП Д5 по обводу поверхности СА. При этом учитывались предельные отклонения начальных значений скорости Ve и угла входа 0С>, теплофизических и теплозащитных свойств материалов. С учетом этих данных определено, что вариант со значениями Kemax=12,1 км/с и 0Стах= ~35° соответствует максимальному уносу, а вариант со значениями Иет1п=11,5 км/с и 0етт=^15о - минимальному.
На рисунке 6.23 представлены рассчитанные значения уноса Дб^) ТЗП по обводу СА в зависимости от координаты «s», отсчитываемой от оси аппарата: кривые 1 и 2 соответствуют максимальному и минимальному уносу покрытия. Наблюдается немонотонная зависимость профиля Д5 по координате «s», связанная с резкими изменениями кривизны образующей поверхности и режимов обтекания по обводу поверхности - от ламинарного (в окрестности критической точки) к турбулентному (вниз по обводу). Здесь же на рисунке 6.23 приведена кривая I, характеризующая изменение максимального уноса Дб(л') ТЗП по обводу для максимально возможного на участке активного торможения значения угла атаки а=10°.
время, с
Рисунок 6.22. Уносимая толщина ТЗП в точках лобовой поверхности СА
332
6-5
Рисунок 6.23. Толщина уноса ТЗП по обводу всей поверхности СА
Столь подробное представление результатов расчета конструкционных, температурных и аэротермодинамических параметров тепловой защиты СА АМС «Фобос-Грунт» продиктовано стремлением, с одной стороны, показать сложность и объем решаемых расчетных задач при проектирования тепловых защит спускаемых в атмосферах планет аппаратов. С другой стороны, это подтверждает необходимость знания в подробнейших деталях конструкции аппарата и ассортимента материалов для возможного их использования в выбираемой тепловой защиты для конкретного спускаемого аппарата.
Некоторые результаты экспериментальной проверки правильности выбора конструкции и параметров тепловой защиты СА АМС «Фобос-Грунт»
Практика проектирования в НПО им. С. А. Лавочкина тепловых защит СА, доставляемых АМС на планеты Венера, Марс и возвращаемых на земную поверхность, обязывает после предварительного выбора конструкции и параметров тепловой защиты проводить экспериментальную проверку её эффективности.
Под эффективностью тепловой защиты поверхности СА подразумевается достижение конечной цели:
-	конструкция её при испытаниях не должна быть разрушена, за исключением массы унесенной части слоя сублимирующего материала;
-	температура несущей конструкции (корпуса СА) не должна превышать её допустимого значения с точки зрения сохранения прочности с определенным её запасом;
-	выбранная тепловая защита обладает минимальным весом из всех рассмотренных для рассматриваемого спускаемого аппарата.
333
6-5
Тепловые испытания проводят на различного типа генераторах высокоэнтальпийных газовых потоков больших скоростей и обладающих соответствующей тепловой мощностью. На таких установках испытываются мелкомасштабные образцы и фрагменты тепловой защиты, соответствующие её конструкции в характерных точках поверхности СА.
Основной объем испытаний НПОЛ проводило и проводит на тепловых установках ТТ-1 и У-3 ВЧПУ в ЦНИИмаш (г. Королев, Моск, обл.) и на торцевом холловском ускорителе (ТХУ) в Институте тепломассообмена имени А.В. Лыкова (Минск, Беларусь).
Установка ТТ-1 - это тепловая труба со смененным набором сверхзвуковых сопел и с электродуговым подогревом рабочего газа. Установка У-3 - высокочастотный плазмотрон (ВЧП) с вакуумируемой рабочей камерой. ТХУ (торцевой холловский ускоритель) - установка, в которой наряду с газодинамическим (сопловым) реализуется холловский механизм ускорения. При этом на больших разрядных токах основной вклад в ускорение плазмы обусловлен холловским механизмом, где используется бездиссипативный разгон ионов самосогласованным электрическим полем, а на низких разрядных токах основной вклад в ускорение плазмы вносит газодинамический механизм (Аношко И.А. 5и др., 2005; Аношко И.А. и др., 2013).
Используемые для испытаний теплозащит СА генераторы плазменного потока работают в импульсном режиме при установленном в рабочей камере давлении и выбранной тепловой мощности газового потока. То есть они не воспроизводят реальный процесс быстрого возрастания, а затем убывания давления и плотности теплового потока, воздействующего на СА при спуске в атмосфере.
Поэтому обычно испытывается серия идентичных образцов, соответствующих конструкции ТЗП выбранного участка поверхности СА, каждый из которых подвергается воздействию разного уровня мощности теплового потока плазмотрона, но продолжительность его воздействия на образец выбирается такой, чтобы на него пришлось то удельное количество тепла (кДж/м2), которое падает в реальном полете на исследуемый участок поверхности СА. Итоговому анализу подлежат все образцы одной серии, по его результату вырабатывается соответствующее заключение.
По мнению авторов книги, наибольшим предпочтением по воспроизведению условий теплового воздействия на испытуемые образцы тепловой защиты СА, максимально близких к реальным, обладает ТХУ. Уникальность этой установки в том, что на ней моделируются (Аношко И.А. и др., 2005; Аношко И.А. и др., 2013):
-	потоки плазмы высоких значений полной энтальпии (до 500 МДж/кг);
-	высокие скорости потока (до М=20, что соответствует ~80 км/с);
-	формирование перед образцом высокотемпературного сжатого слоя, воспроизводящего высокий уровень лучистого теплового потока (до 20 МВт/м2 при суммарном тепловом потоке 40 МВт/м2);
-	давление торможения плазменного потока от 0,01 до 2,5 атм;
-	тепловой и кинетический КПД до - 95%;
-	газовая среда атмосферы планеты;
-	чистота плазменного потока, т.е. отсутствие загрязняющих примесей в потоке газов, что имеет место в электродуговых тепловых установках в результате эрозионного разрушения катода.
334
6-5
Рисунок 6.24. Чертёж водоохлаждаемой державки ТХУ с образцом ТЗП
Испытания образцов ТЗП каждого из характерных участков поверхности капсулы СА АМС «Фобос-Грунт» проведены в ЦНИИМаш на электродуговой установке - ЭДУ ТТ-1 {Финченко В.С., Устинов С.Н. и др., 2009; Бондаренко В.А. и др. 2009) и высокочастотном плазмотроне - ВЧП У-13 (Финченко В.С., Устинов С.Н. и др., 2009; Бондаренко В.А. и др. 2009), а также в Минском институте тепломассообмена им. А.В. Лыкова на торцевом холловском ускорителе -ТХУ (Аношко И.А., Ермачен-ко В.С., Финченко В.С. и др., 2009).
Здесь, в качестве примера, приводятся некоторые сведения о порядке испытаний образцов тепловой защиты лобовой поверхности СА АМС «Фобос-Грунт» на ТХУ и их основных результатах.
Испытуемые образцы штатной конструкции тепловой защиты, включающей приклеенный на подложку из алюминиевого сплава толщиной 1,2 мм (имитатор корпуса СА) слой стеклосот толщиной 15 мм и нанесенный на сотовый слой сублимирующего материала, выполнялись диаметром 30 мм. Сублимирующее покрытие из асбестотекстолитовых материалов выполнено в соответствии с разработанной в НПО им. С.А. Лавочкина технологией изготовления, отработанной на СА АМС серий «Луна» и «Венера».
Каждый образец оснащался термопарой, замеряющей температуру донной части (имитатора корпуса), и помещался в водоохлаждаемую державку ТХУ (рисунок 6.24), в которой при диагностике плазменной струи устанавливаются датчики для измерения теплового потока. Таким образом, картина обтекания датчика и образца сохраняется идентичной.
Все образцы перед испытаниями взвешиваются и регистрируются в протоколе испытаний. Образцы в державке размещаются с выступом покрытия над торцевым её срезом на ожидаемую величину уноса 1 ...4 мм. Охлаждение водой державки препятствует нагреву остальной боковой поверхности удлиненного образца.
После теплового воздействия и остывания образец, опять взвешивается. Разность весов образца определяет его массовый унос, который через удельную плотность сублимирующего вещества выражает линейный унос А8.
335
6-5
Рисунок 6.25. Фотографии образца ТЗП СА после испытания на ТХУ
На рисунке 6.25 приведены фотографии образца тепловой защиты лобовой поверхности спускаемой СА АМС «Фобос-Грунт» после испытания на установке ТХУ. Представленные виды с разного ракурса подтверждают целостное его состояние, а профильный вид - практически плоскую поверхность остаточной части уносимого покрытия.
Основные результаты испытаний образцов ТЗП капсулы на ТХУ приведены в таблице 6.5.
Таблица 6.5. Основные результаты испытаний образцов ТЗП на ТХУ
№	чъ МВт/м2	?л, МВт/м2	Но, МДж/кг	Ро, МПа	Г, км/с	/, с	Л»7, Г	с, кг/м2с	Т| щах. с°	Тгтах. с°
1	10	4,0	50	0,15	8,30	12	1,91	0,23	154	28
2	10	4,0	50	0,15	8,30	12	2,13	0,25	172	30
3	10	4,0	50	0,15	8,30	12	2,06	0,24	184	30
4	10	4,0	50	0,15	8,30	12	2,12	0,25	179	31
5	10	4,0	50	0,15	8,30	12	2,08	0,25	177	33
6	10	3.2	45	0,10	8,60	9	1,51	0,24	173	29
7	10	3.2	45	0,10	8,60	9	1,46	0,23	186	32
8	15	7.5	70	0,15	10,10	8	1,62	0,29	145	29
9	15	7.5	70	0,15	10,10	8	1,61	0,29	154	28
10	15	7.5	70	0,15	10,10	8	1,52	0,28	156	28
11	15	7.5	70	0,15	10,10	8	1,59	0,28	149	29
12	15	7.5	70	0,15	10,10	8	1,67	0,30	139	28
13	20	12	84	0,15	11,20	22	4,65	0,30	231	41
336
6-5
В таблице 6.5 использованы обозначения: qY - суммарная плотность теплового потока; qn - лучистая составляющая теплового потока; Но, Bq - энтальпия и давление торможения потока плазмы соответственно; V-скорость потока плазмы; / -время теплового воздействия на образец; Am - потеря массы образца; G - массовый расход сублимирующего вещества; Timax, Т2тах - максимальное значение температуры на стыке стеклосот с сублимирующим материалом и на стыке стеклосот с имитатором корпуса капсулы соответственно.
Из таблицы 6.5 видно, что температура имитатора корпуса и клеевого стыка стеклосот с сублимирующим слоем не превышает допустимых значений 300°С для клея и 150° С - для материала корпуса спускаемого аппарата АМС «Фобос-Грунт».
Эти результаты свидетельствуют об эффективности выбранной конструкции и параметров тепловой защиты в указанном выше смысле.
6.5.2.	Расчетно-теоретические и экспериментальные исследования аэротермодинамики и эффективности тепловой защиты десантного модуля АМС «ЭкзоМарс» в обеспечение выбора её конструкции
На начальных этапах работы над проектом «ЭкзоМарс» в НПО им. С.А. Лавочкина проводились расчетные и экспериментальные работы в обеспечение выбора тепловой защиты десантного модуля (ДМ) космического комплекса (КК) «Экзо-Марс-2018». Эти результаты представлены в (Финченко В.С. и др., 2014; Голомазов М.М., Иванков А.А., 2015). В частности, наряду с результатами расчетно-теоретических исследований аэротермодинамического воздействия атмосферы Марса на десантный модуль КК, в работе (Финченко В.С. и др., 2014) проведены данные экспериментальных исследований нескольких видов сублимирующих материалов для использования в качестве покрытия поверхности ДМ-КК «ЭкзоМарс-2018». Испытано три вида материалов, условно обозначенных символами «А», «В» и «С». Испытания проводились на установках, освоенных НПОЛ и наиболее подходящих к проектированию теплозащитных систем СА в разреженной атмосфере Марса. Это - установка ЦНИИмаш (У-13 ВЧПУ) (Залогин ГН. и др., 1994) и установка ТХУ Института тепломассообмена им. А.В. Лыкова и АН Беларуси (Юревич Ф.Б., Ер-маченко В.С. и др., 1989). По результатам испытаний предпочтение использовать в конструкции тепловой защиты ДМ-КК «ЭкзоМарс-2018» было отдано материалу «А». Однако некоторая токсичность (материал «А» замешивается на толуоле, и токсичность сказывается только на период отверждения смеси), сопровождающая работы по нанесению материала «А» на ДМ, предопределила переход на использование экологически безопасного материала (ТТП-БС(л)), технология нанесения которого на поверхности СА в НПОЛ достаточно хорошо освоена.
В связи с переносом даты запуска КК «ЭкзоМарс» на 2020 год и районов посадки ДМ на поверхность Марса имеет смысл дальнейшие исследования аэротермодинамики ДМ-2020 проводить для материала (ТТП-БС(л)) в качестве ТЗП тепловой защиты поверхности ДМ.
Представляемые далее результаты расчетных исследований относятся к выбранной для КК «ЭкзоМарс-2020» точке посадки на поверхность Марса - «Oxia Planum» с координатами 18,2° северной широты и 335,5° восточной долготы.
337
6-5
Анализ состояния атмосферы Марса показал, что для экспедиции «Экзо-Марс-2020» не реализуется пылевой сценарий атмосферы с повышенным содержанием пыли, как это имело место для экспедиции «ЭкзоМарс-2018». Вследствие этого в проводимых расчетах была исключена дополнительная эрозионная нагрузка на тепловую защиту ДМ, связанная с уносом ТЗП за счет воздействия на поверхность аппарата пылевых частиц атмосферы Марса (Голомазов М.М.-, Иванков А.А., 2016).
В связи с вышесказанным анализировались две модели атмосферы Марса - «холодная» и «теплая» (Millour Е. et al., 2014). По результатам анализа в качестве основной при проведении расчетов была выбрана более критичная по тепловому воздействию на аппарат «теплая» модель атмосферы Марса.
Рассматривался следующий диапазон начальных значений баллистических параметров: скорость входа И0=5582 м/с, углы входа в интервале 0О= - (12,6... 13,1°) при одинаковой начальной высоте Но=\2О км. Масса ДМ полагается равной 2000 кг. Угол атаки при движении по траектории не превышает 10°. В расчетах использованы аэродинамические характеристики ДМ по результатам работы (Голомазов М.М., Финченко В.С., 2013). Траектории рассчитывались до момента ввода 1-го каскада парашютной системы при значениях чисел Маха~ 1,8...2,1.
Описание конструкции ДМ подробно представлено в работе (Хартов В.В. и др., 2014). Особенности конфигурации аппарата приведены на рисунке 6.2а. Лобовая поверхность ДМ представляет собой затупленный по сфере конус с углом полураствора aK-i=70° и радиусом сферического затупления 7?i=950 мм. Лобовая поверхность посредством торовой кромки радиуса Р2=95 мм гладко сопрягается с конической поверхностью донной части с углом полураствора ак2=37о. Диаметр миделевого сечения аппарата составляет £>т=3,8 м. На рисунке 6.26 был представлен состав материалов стенки корпуса ДМ по слоям и расчетная схема стенки, на которой слой 1 - теплозащитное покрытие; 2 - сотовая конструкция; слои 3 и 5 являются обшивками сотовой конструкции 4, слои 3...5 составляют несущую конструкцию ДМ. Подробное описание конструкции стенки ДМ и состав материалов по слоям представлены в работе (Финченко В.С. и др., 2014).
При проведении расчетов в качестве основной выбрана траектория с минимальным значением (по абсолютной величине) угла входа 0Oi= -12,6°, вдоль которой достигалась максимальная тепловая нагрузка. В последующем изложении эта траектория будет называться «пологой», и для нее (если не оговорено обратное) будут демонстрироваться основные результаты. Траектория с углом входа 0О2= -13,1° - с меньшей тепловой нагрузкой - будет называться «крутой» и использоваться в дальнейшем для сравнения с результатами для пологой траектории.
На рисунке 6.26 представлены баллистические параметры исследуемой траектории: высоты И, скорости V и скоростного напора q*.
На рисунке 6.27 приведены значения параметров торможения газового потока: удельной энтальпии Но, давления Ро и температуры То. Эти параметры характеризуют состояние газового потока за ударной волной и из графиков, в ударном слое реализуются максимальные значения. Они позволяют оценить уровни температуры и давления газа в высокотемпературном ударном слое у поверхности аппарата Видно,что температура ~ 3800К - в промежутке времени Z=5O...7O с и давления газа РОт ~ 17кПа - в промежутке /=90... 110 с. Максимальное значение энтальпии торможения достигается на начальном участке траектории и составляет Но ~ 16 МДж/кг.
338
6-5
Рисунок 6.26. Параметры траектории входа ДМ в атмосферу Марса
То, К Ро, кПа
4000
3500
3000
2500
2000
1500
1000
500
0
18
16
14
12
10
Рисунок 6.27. Параметры торможения газового потока
339
6-5
Рисунок 6.28. Распределение тепловых потоков вдоль траектории в точках поверхности 1...5
Рисунок 6.29. Подветренная сторона - распределение тепловых потоков вдоль лобовой поверхности
340
6-5
Рисунок 6.30. Наветренная сторона - распределение тепловых потоков вдоль лобовой поверхности
Рисунок 6.31. Движение без угла атаки - распределение тепловых потоков вдоль лобовой поверхности
341
6-5
На рисунке 6.28 представлено распределение суммарного теплового потока q(f) к лобовой поверхности ДМ вдоль исследуемой траектории при нулевом угле атаки для пяти характерных точек поверхности (рисунок 6.2а). В окрестности критической точки аппарата (точка 1) за счет перехода кинетической энергии газа в тепловую при полном торможении газового потока на этом участке поверхности ДМ тепловое воздействие атмосферы было максимальным.
На рисунках 6.29 и 6.30 для максимального по траектории угла атаки а=10° приведены рассчитанные значения суммарных тепловых потоков q(L) соответственно для подветренной и наветренной сторон лобовой поверхности аппарата (расстояние L отсчитывается от критической точки лобовой поверхности ДМ). Распределения тепловых потоков q(L) представлены для пяти характерных моментов времени /,•= 30, 60, 86, 90, 120 с,...5 вдоль траектории, включая распределение в момент достижения максимума теплового потока при Z=86 с.
В распределениях q(L) отмечается почти монотонное убывание теплового потока от критической точки к кромке, в которой за счет увеличения скорости газа при ее обтекании происходит увеличение тепловой нагрузки. Отметим также локальное увеличение тепловых потоков в определенные моменты времени в окрестности сопряжения носового сферического затупления и конической поверхности ДМ, которое обусловлено интенсификацией теплообмена в этой области при турбулентном режиме обтекания. Это происходит на подветренной стороне поверхности (рисунок 6.29) при изменении режима течения в моменты времени />86 с в пограничном слое от ламинарного - в окрестности критической точки при 0<Л<0,33 м - к турбулентному при Л>0,33 м. На наветренной стороне режим течения газа был всюду ламинарным. Из рисунков 6.29 и 6.30 следует, что уровень тепловых потоков на подветренной стороне ДМ выше. Эту особенность тепловой нагрузки на аппарат при движении под углами атаки необходимо учитывать при разработке тепловой защиты.
Для оценки уноса массы по траектории будем использовать расчетный случай движения аппарата без угла атаки, что соответствует симметричному (относительно критической точки) распределению тепловых потоков по поверхности (рисунок 6.31) и в среднем - суммарной тепловой нагрузке на аппарат.
Разработка тепловой защиты десантного модуля КК «ЭкзоМарс» с применением программного комплекса проводится по следующей схеме. Сначала в ходе предварительных расчетов определяется распределение линейного уноса ТЗП Д8Н11(Л) по обводу поверхности аппарата. В этих расчетах значение толщины ТЗП задается с некоторым запасом, превышающим полный унос покрытия. По результатам расчетов осуществляется оценка начальных (минимальных) значений толщины теплозащитного покрытия.
На следующем этапе проводятся корректировка и уточнение значений толщины ТЗП таким образом, чтобы выбранные значения обеспечивали заданный температурный режим конструкции аппарата, т.е. выполнялось условие Т<ТЯ - не превышения температуры конструкции выше допустимых значений температуры Тл. Следует отметить, что в этих расчетах уточняется распределение минимально необходимых значений толщины покрытия 8HII,min, обеспечивающих тепловой режим конструкции при минимальных весовых затратах.
На практике при определении толщины покрытия 81}[1 необходимо учитывать следующее. Окончательное значение этого параметра выбирается таким образом, чтобы исключить влияние погрешностей производственного процесса и технологии нанесе-
342
6-5
Рисунок 6.32. Распределение линейного уноса ТЗП Д6ТЗП(£) вдоль лобовой поверхности ДМ
Рисунок 6.33. Зависимость линейного уноса ТЗП вдоль траектории движения ДМ
343
6-5
ния ТЗП на защищаемую поверхность. Вследствие этого допускается, что в процессе производства локальная погрешность значения 8ПП при нанесении ТЗП не должна превышать некоторой величины Д8. Следует также принимать во внимание то обстоятельство, что значение 81311 должно определяться с учетом погрешности в задании исходных данных, а также учитывать погрешности вычислений. Таким образом, величина 8ТЗП формируется с определенным запасом по отношению к рассчитанному минимальному значению 8T3II,min, т.е. должна составлять не менее Z?813I1,min, где к - масштабный множитель (коэффициент запаса), к= 1,1... 1,15.
С учетом представленных допущений и предположений окончательное значение толщины 813П должно выбираться из условия
5ип>^„,тт+АЗ.	(6.13)
В последующем изложении (если не оговорено обратное) в качестве величины 8ц„ будем использовать именно значение параметра 813II>min без учета указанных выше погрешностей производства и величины коэффициента запаса, имея в виду, что окончательное значение параметра 8ТЗП формируется с помощью формулы (6.13) на основе выбранного значения 8T3n,min.
На рисунке 6.32 демонстрируются распределения линейного уноса ТЗП Д81311(Л) вдоль лобовой поверхности ДМ. Результаты приводятся для расчетных случаев как без учета угла атаки (а =0°) - кривая красного цвета, так и с учетом (а=10°) - кривые синего цвета для подветренной стороны и зеленого для наветренной. Из графиков следует, что максимальный унос ТЗП достигается в критической точке аппарата, а минимальный - в окрестности участка поверхности перед торовой кромкой (зона сопряжения лобовой поверхности ДМ с поверхностью донной области). Результаты на рисунке 6.32 позволяют оценить начальные значения толщины ТЗП вдоль поверхности ДМ для их уточнения в последующих расчетах, а также при формировании окончательного значения 813П с использованием формулы (6.13).
На рисунке 6.33 для представления динамики процесса линейного уноса А8ГЗП(/) ТЗП приведен график зависимости этого параметра вдоль траектории движения ДМ без угла атаки. Результаты приведены для точек 1...4 лобовой поверхности аппарата (рисунок 6.2а), в которых реализовывавается унос ТЗП. Максимальное значение уноса А81311 после его завершения достигается в критической точке 1 и составляет примерно 11.1 мм. По обводу поверхности с уменьшением тепловой нагрузки унос ТЗП также уменьшается, меняясь в пределах ~ 11.. .6 мм.
На рисунках 6.34 и 6.35 для иллюстрации процессов динамики уменьшения массы аппарата при термическом разрушении ТЗП за счет аэродинамического нагрева приведены распределения потери массы DM (кривые красного цвета) и скорости потери массы dM/dt (кривые синего цвета) соответственно вдоль двух исследуемых траекторий ДМ - пологой и крутой.
На рисунках 6.36 и 6.37 для иллюстрации процесса выбора значения толщины ТЗП по обводу поверхности представлены распределения температуры по толщине конструкции стенки в критической точке поверхности аппарата.
На рисунке 6.36 приведено распределение температуры Д/), z=1...5 по времени в заданных точках по сечению стенки ДМ в соответствии с системой обозначений: кривая 1 соответствует внешней поверхности ТЗП, кривые 2...5 - стыкам слоев 1...5 материалов стенки (рисунок 6.26).
344
6-5
Рисунок 6.34. Распределение потери массы ДМ и скорости потери массы dM/dt вдоль пологой траектории
Рисунок 6.35. То же, что и на рисунке 6.34, но для крутой траектории
345
6-5
Рисунок 6.36. Распределение температуры 7](/) в заданных точках /=1 ...5 по сечению стенки ДМ вдоль траектории
Рисунок 6.37. Распределение температуры 7}(х) по толщине стенки ДМ в заданные моменты времени tjj=\ ...5
346
6-5
Рисунок 6.37 показывает распределение температуры 7j(x), у-1.,.5 по толщине стенки в заданные моменты времени /,=20, 39,4 (начало уноса ТЗП), 80, 124,7 (завершение уноса ТЗП), 210 с.
Из графиков на рисунках 6.36 и 6.37 следует, что температура несущей конструкции ДМ (кривые 3 и 5 на рисунке 6.36) не превышает значения допустимой температуры Тд, величина которой в исследуемом случае равна Тд=130°С, т.е. выполняется условие Т<ТЛ. Таким образом, выбранное расчетное значение толщины ТЗП, которое в окрестности критической точки аппарата составляет 13,5 мм, обеспечивает заданный тепловой режим конструкции. Рассчитанное значение представляет собой минимальное значение толщины покрытия 6I3n,min- При окончательном формировании величины б™ в рамках формулы (6.13) будут учитываться коэффициент запаса и особенности технологии нанесения ТЗП на поверхность ДМ.
Некоторые результаты экспериментальной проверки правильности выбора конструкции и параметров тепловой защиты
ДМ космического комплекса АМС «ЭкзоМарс»
С целью выбора разрушаемого материала для конструкции системы тепловой защиты поверхности ДМ-18 проведены предварительные испытания образцов материалов марки типов «А», «В» и «С». Испытания также проведены на высокочастотном плазмотроне У-13 ВЧП ФГУП «ЦНИИмаш» и на торцевом холловском ускорителе (ТХУ) в Институте тепло- и массообмена им. А.В. Лыкова (ИТМО) НАН Беларуси.
На обеих установках испытывались близкие.по конструкции и размерам образцы на двух режимах, при которых при натекании на каждый из образцов как воздуха, так и углекислого газа, обеспечивалась плотность теплового потока 250 и 1000 кВт/м2. При этом на установке У-13 индукционно разогреваемый и разгоняемый газовый поток имел дозвуковую скорость, а на установке ТХУ - сверхзвуковую, обусловливающую образование перед образцом сжатого ударного слоя.
На рисунке 6.38 показано фото образца, представляющего собой до испытания приклеенный к подложке из материала АМгб диаметром 30 мм и толщиной 1 мм слой материала «А» толщиной около 10 мм.
Рисунок 6.38. Образец материала марки А (вид сбоку, спереди и сзади) до испытаний
Для испытаний образец на установке У-13 ВЧП размещается в охватывающей его боковую поверхность водоохлаждаемой державке, как показано на рисунке 6.39 (Финченко В.С. и др., 2014).
347
6-5
Рисунок 6.39. Водоохлаждаемая державка установки У-13 ВЧП
На рисунке 6.40 показан один из образцов после испытания, на фронтальной поверхности которого образован шлаковый слой, легко отделяемый после демонтажа образца (справа на рисунке).
Результаты испытаний показали, что наименьшим уносом массы и толщины из выбранных трех обладает материал «А».
В таблице 6.6 представлены основные результаты, полученные в ЦНИИмаш на установке У-13 ВЧП. Продолжительность воздействия высокотемпературной плазмы на каждый из образцов составляла 30 секунд при давлении в рабочей камере установки около 3 кПа.
Таблица 6.6. Результаты испытаний на установке У-13 ВЧП
тепловой поток, кВт/м2, (газ)	начальный вес образца, г	конечный вес образца,г	толщина образца до испытания, мм	толщина образна после испытания, мм	массовый унос, г	линейный унос, мм
250 (воздух)	5,5678	5,4542	11,5	10,8	0,1136	0,7
250 (СО2)	5,5029	5,0470	11,4	10,9	0,4559	0,5
1000 (воздух)	5,4088	4,6701	10,0	8,1	0,7387	1,9
1000 (СО2)	6,3855	5,7525	12,9	1,.О	0,6330	1,9
Данные, приведенные в таблице, указывают на существенную зависимость уносимой толщины материала «А» от количества тепла, подведенного к его поверхности - приблизительно в три раза больше при 30 МДж/м2 (<7=1000 кВт/м2), чем при 7,5 МДж/м2 (<7=250 кВт/м2).
Аналогичные результаты по уносу и прогреву, представленные в таблице 6.7, получены при испытаниях на ТХУ образцов материала «А», близких по линейным размерам и физическим параметрам к образцам, испытанным на У-13 ВЧП.
Продолжительность воздействия высокотемпературной плазмы на каждый из образцов составляла 20 и 15 секунд при <7=250 кВт/м2 (Q=5 МДж/м2) и <7=1000 кВт/м2 (2=15 МДж/м2), соответственно. Давление в рабочей камере ТХУ при обоих режимах составляло около 3 кПа.
348
6-5
Рисунок 6.40. Фотография боковой, задней и фронтальной поверхности образца материала «А» после испытания в плазме СО2 в державке установки У-13 ВЧП 1 000 кВт/м2)
Данные таблицы 6.7 свидетельствуют о заметном снижении уносимой массы материала «А» при воздействии потока углекислого газа вместо воздуха как при 250, так и 1000 кВт/м2 (Финченко В.С. и др., 2014; Аношко И.А., Финченко В.С. и др. 2014; 2017).
Таблица 6.7. Результаты испытаний на установке ТХУ
режим, кВт/м2 (газ)	время испытания образца, с	полная энтальпия потока, МДж/кг	унесенная толщина материала, мм	унесенная масса материала, г	температура подложки, °C
250 (воздух)	20	4,5	0,8	0,52	36
	20		1,0	0,51	32
	20		0,8	0,50	37
250 (СО2)	20	4,5	0,4	0,37	40
	20		0,4	0,39	44
	20		0,3	0,34	38
1000 (воздух)	15	13,3	1,5	0,82	40
	15		1,5	0,78	46
	15		1,5	0,80	39
1000 (СО2)	15	П,7	1,3	0,65	38
	15		1,5	0,71	38
	15		1,5	0,77	39
349
6-5
Наблюдаемые расхождения по полученным уносам массы на установках У-13 и ТХУ свидетельствует о необходимости более тщательного подхода к соблюдению идентичности образцов по физическим и линейным размерам, обработке их после испытаний (очистка от шлака), а также необходимости увеличения количества образцов, испытуемых на одном и том же режиме для набора статистических данных.
В заключение настоящей главы следует отметить, что представленные примеры расчетно-теоретических исследований с использованием разработанной в НПО им. С.А. Лавочкина математической модели, методов расчета и программно-вычислительного комплекса в обеспечение расчетного определения параметров тепловой защиты спускаемых в атмосферах Земли и Марса аппаратов автоматической межпланетной станции «Фобос-Грунт» и КК, разрабатываемого ЕКА вместе с Госкорпорацией «Роскосмос», открывает возможность в рамках единого алгоритма проводить большой объем вычислительных работ, связанных с выбором проектных параметров теплозащитных систем за приемлемое при проектировании космической техники время на ЭВМ. Это актуально при разработке тепловой защиты СА, когда приходится иметь дело с большим количеством входных данных и расчетных параметров и многовариантностью расчетов.
Краткий обзор результатов испытаний образцов конструкций тепловой защиты СА, разрабатываемых в НПОЛ АМС, свидетельствует о подтверждении прогнозируемых расчетным путем параметров, полученных с использованием разработанного на предприятии программно-вычислительного комплекса, которые обеспечивают защиту конструкции СА от теплового воздействия газового потока при спуске в атмосферах рассмотренных планет.
350
ГЛАВА 7
ОБ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ ОТРАБОТКЕ СИСТЕМ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ
НПОБШИЕ ПОЛОЖЕНИЯ О НАЗЕМНОЙ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ ОТРАБОТКЕ СИСТЕМ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА
КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Процесс создания и модернизации (исследования, разработка, экспериментальная отработка, изготовление опытных образцов, лётные испытания), серийного производства, эксплуатации комплексов и изделий ракетной и космической техники различного назначения с обеспечением заданных (требуемых) уровней качества, надёжности и безопасности регламентируется основополагающим межотраслевым нормативным документом.
Выполнение требований этого нормативного документа обязательно для всех предприятий, организаций (включая объединения, фирмы, корпорации и другие юридические лица любой организационно-правовой формы и любых форм собственности), которые участвуют в создании, или производстве, или эксплуатации ракетных и космических комплексов (их изделий).
В соответствии с действующей нормативной документацией опытные образцы космической техники подлежат наземной тепловакуумной отработке.
Процессы взаимодействия космического аппарата (КА) во время его полёта с окружающей средой весьма сложны, и проблемы их моделирования в наземных условиях актуальны на всех этапах разработки. Создание моделирующих установок для комплексной отработки натурных образцов в условиях, имитирующих реальные условия космического пространства, позволяет существенно сократить сроки отработки, уменьшить суммарные материальные затраты на отработку отдельных систем и КА в целом и даёт возможность обеспечить необходимую надёжность их работы.
Наземная тепловакуумная отработка КА представляет собой совокупность расчетно-экспериментальных работ, включающих расчетные работы по определению тепловых воздействий на объект испытаний и формированию режимов тепловакуумных испытаний (ТВИ), проведение их, а также расчетные работы по анализу результатов испытаний и идентификации условий эксперимента и штатных условий эксплуатации.
В соответствии со стратегией проектирования, создания и внедрения в конструкцию КА системы обеспечения его теплового режима (СОТР), как одной из важнейших систем, после расчетно-теоретического определения проектных параметров СОТР, в рамках нормативных требований, в практике создания в НПО им. С.А. Лавочкина КА и автоматических межпланетных станций (АМС) предусматривается выполнение ряда этапов наземной экспериментальной отработки их теплового режима.
351
7-1
Объем наземной экспериментальной отработки СОТР КА и АМС определяется на этапе эскизного проектирования и находит свое отображение в комплексной программе экспериментальной отработки (КПЭО).
Экспериментальная отработка тепловых режимов КА и АМС включает в себя проведение всей совокупности ТВИ, расчетных работ по анализу и идентификации результатов испытаний и, в случае необходимости, разработку мероприятий по доработке конструкции КА и АМС и применяемых СОТР по результатам испытаний.
Этот комплекс испытаний включает первоначальную поагрегатную отработку СОТР с последующим укрупнением испытуемых фрагментов вплоть до крупных сборок и, наконец, до полностью собранного КА.
Во время этапа первоначальной поагрегатной отработки с последующим укрупнением испытуемых фрагментов проводятся:
-	автономные испытания элементов и отдельных подсистем СОТР;
-	комплексные тепловакуумные испытания;
-	летные испытания системы в комплектации с функционирующим в космических условиях КА.
Целью автономных испытаний элементов СОТР является проверка принципиальной работоспособности отдельных элементов, входящих в структурную схему СОТР. На этом этапе проверяются и испытываются, например, режимы запуска контурных тепловых труб (КнТТ); способы и параметры регулирования теплопередающей способности КнТТ, делаются экспериментальные оценки влияния сил гравитации на режимы работы КнТТ и проверяется работа термостатируемых посадочных мест при вертикальном расположении в режиме термосифона.
При использовании экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) состава, отличающегося от использованного ранее на изделиях, проводятся отработочные её испытания по определению зависимости термического сопротивления от числа слоев в подготавливаемых матах ЭВТИ и плотности упаковки пленок ЭВТИ в матах, оптических характеристик, деградации свойств ЭВТИ и др.
На этапе автономных испытаний подсистем СОТР проводится полная отработка всех подсистем СОТР в полном составе элементов и агрегатов, входящих в испытуемую подсистему СОТР.
Следует отметить, что модульный принцип построения СОТР, в последние годы принимаемый на вооружение в НПО им. С.А. Лавочкина, облегчает наземную отработку по отдельности каждого из агрегатов и каждой из данных подсистем разветвленной по конструкции КА схемы СОТР. Использование же на этапе автономных ТВИ тепловых эквивалентов аппаратуры и оборудования позволяет провести отработку теплового режима систем КА в более ранние сроки.
Комплексные испытания СОТР предусматривают:
-	комплексные ТВИ в составе основных фрагментов КА;
-	тепловакуумную отработку штатных изделий (летных машин).
Тепловакуумные испытания всего изделия, оснащенного штатной СОТР, и в котором состав приборов, циклограмма их функционирования и мощность тепловыделений при работе соответствуют полетным, называются комплексными.
Целью комплексных ТВИ является определение теплового состояния КА в течение всего времени полета.
352
7-1
При комплексных ТВИ осуществляется исследование температурных полей элементов конструкции и оборудования аппарата; исследуется взаимовлияние подсистем СОТР; проводится экспериментальное подтверждение энергопотребления подсистем СОТР при совместной работе в составе космического аппарата, экспериментальное определение на реальной конструкции теплообмена через ЭВТИ, по электрическим кабелям, волноводам, элементам крепления навесного оборудования.
При комплексных ТВИ КА могут устанавливаться, специальные режимы для исследования термодеформаций конструкции его теплового макета, осуществляемые с использованием системы дистанционного контроля на базе датчиков уровня, имеющихся на тепловом макете КА. Важность проведения таких исследований подтвердило, например, проектирование СОТР КА «Спектр-Р», к изменению формы многолепестковой конструкции параболической крупногабаритной (около 11 м) антенны которого из-за термодеформации были выставлены достаточно жесткие требования.
Тепловакуумные испытания КА являются заключительным этапом процесса их рабочего проектирования. Отклонения действительных теплофизических его характеристик от расчетных значений, принятых в тепловых математических моделях, а также некоторое несовершенство методик расчета теплового режима КА не позволяют сделать заключение о его тепловом режиме в условиях полета, которые не удается воспроизвести на земле.
Такое заключение может быть сделано только на основании проверки работоспособности в наземных условиях СОТР КА и ее составных элементов при максимально возможно точной имитации теплового воздействия на аппарат при полете в космическом пространстве.
Тепловакуумные испытания осуществляются по специальным разработанным методикам.
Методикой наземных тепловых испытаний КА называется совокупность способов определения и выбора необходимой точности имитации теплового взаимодействия аппарата и окружающей космической среды, технических средств ее осуществления и продолжительности тепловых испытаний.
Проведение комплексных ТВИ КА проводится в строгом соответствии с Программой испытаний, определяющей временную последовательность режимов испытаний, порядок настройки технических и энергетических параметров тепловакуумной камеры (ТВК), порядок выхода ТВК на соответствующий рабочий режим, продолжительность испытаний на выбранном режиме, последовательность операций при выводе ТВК из рабочего режима при аварийных ситуациях и нештатной динамики теплового режима СОТР и КА и т.д.
Первым этапом в разработке комплексных ТВИ на ТВК является определение допустимых погрешностей имитации необходимых теплофизических характеристик окружающей среды и факторов теплового взаимодействия аппарата с этой средой.
Следующим важным этапом в разработке ТВИ КА является выбор необходимых технических средств осуществления имитации с достаточной степенью точности.
При этом в процессе ТВИ проводятся: анализ результатов всех видов испытаний и сравнение их с результатами расчета; корректировки математической и технической тепловой модели СОТР; перерасчет с учетом откорректированной тепловой модели проектных параметров элементов СОТР.
По результатам ТВИ, при необходимости, проводятся доработки конструкции КА и вносятся изменения в тепловую математическую модель космического аппарата.
353
7-1
Здесь уместно заметить, что в условиях неопределенности современных требований по сертификации КА целесообразно проводить сертификацию их в части СОТР на основе ТВИ штатного образца по результатам термобалансных и приемосдаточных испытаний (ПСИ). Такой подход принят за рубежом, и в настоящее время он внедряется в практику наземной отработки теплового режима КА и АМС и в НПОЛ.
Учитывая особенности конструкции и технологию изготовления КА и АМС негерметичного исполнения, для отработки его теплового режима необходимо в ТВК провести весь комплекс ТВИ, включая термобалансные, тепловые контрольные и термоциклические виды ТВИ. При этом два последних вида ТВИ, охватывающих проверки качества тепловых контактов между элементами КА, а также термовакуумную устойчивость его аппаратуры при термоциклировании на экстремальных рабочих температурных режимах, можно провести только на каждом конкретном летном образце аппарата. Поэтому целесообразно отказаться от строительства отдельного теплового макета КА для проведения термобалансных испытаний и использовать для этих испытаний тот же штатный его образец. Термобалансные испытания можно совместить и осуществлять параллельно с тепловыми контрольными и термоциклическими испытаниями штатного КА, отказавшись как от дополнительной материальной части, так и от дополнительных затрат времени для их проведения.
Последней возможностью надежно подтвердить тепловой режим функционально штатно работающего КА, обеспечиваемый выбранной и также безаварийно работающей СОТР, являются результаты летных испытаний (ЛИ) спроектированного и созданного КА.
В процессе ЛИ ведется контроль телеметрической информации (ТМИ) о тепловом режиме КА, которая сравнивается с проектными их значениями. В результате сравнения этих данных определяется необходимость активации и (или) изменения предусмотренных проектом параметров органов управления агрегатами СОТР (степени открытия заслонок газоциркуляционных контуров, производительности вентиляторов, мощности электронагревателей, ориентации КА относительно Солнца и др.) или отсутствие этой необходимости.
Если с помощью выполнения этих операций удается удерживать тепловой режим КА в заданных диапазонах допустимых температур в течение всего назначенного срока его функционирования, то можно считать, что СОТР спроектирована в соответствии с требованиями Технического задания на систему обеспечения теплового режима космического летательного аппарата.
Однако в случае проявления недостатков в работе СОТР первого образца серийных изделий ракетно-космической техники (например, разгонных блоков), вызвавших необходимость оперативного вмешательства в работу СОТР, на основе анализа ТМИ о тепловом режиме этого образца необходима разработка конструкторских и организационных мероприятий по устранению выявленных отклонений в штатной работе СОТР в последующих образцах изделия.
Все изложенное в этом разделе относится и к наземной экспериментальной отработке СОТР автоматических межпланетных станций.
354
7-2
^ОСОБЕННОСТИ ПОДГОТОВКИ ДОКУМЕНТОВ И МАТЕРИАЛЬНОЙ ЧАСТИ ДЛЯ ПРОВЕДЕНИЯ НАЗЕМНЫХ ИСПЫТАНИЙ СОТР АМС
Испытания СОТР любой АМС имеют свои отличительные особенности, каждая экспедиция за пределы земной орбиты по-своему уникальна. Так, например, для экспериментального контроля характеристик СОТР приборного отсека посадочного венерианского модуля необходимо использовать камеру высокого давления и симулировать повышенный уровень эксплуатационной температуры. Для экспериментальной отработки марсианских посадочных аппаратов необходимо создавать условия разреженной атмосферы, пониженные температуры и имитировать их циклическое изменение, а применительно к солнечному зонду, разрабатываемому в рамках проекта «Интергелиозонд» для работы на гелиоцентрической орбите, необходимо воспроизводить периодическое воздействие в тринадцать раз увеличенной (по отношению к применяемой в испытаниях для КА) солнечной постоянной.
Однако два неизменных фактора влияют на объем и направленность экспериментальной отработки СОТР АМС, которая производится на Земле. Во-первых, все виды работ с КА на Земле и хранение в условиях земного климата требуют обеспечения теплового режима оборудования, что обеспечивается либо собственными СОТР КА, либо наземными СОТР в совокупности с имеющимися его СОТР. Во-вторых, запуск и выведение, а также нахождение КА на орбите Земли, включая отлетную траекторию, могут быть успешно пройдены как промежуточный этап экспедиции лишь при условии, что все оборудование КА и элементы его конструкции способны функционировать на орбите искусственного спутника Земли (ИСЗ), в условиях вакуума, на Солнце и (если необходимо) в тени Земли.
Таким образом, СОТР КА и АМС, несмотря на их уникальность, необходимо изначально рассматривать как СОТР ИСЗ со всеми вытекающими последствиями в части определения условий и объема тепловых испытаний.
Обратившись к известной монографии, дающей всесторонний анализ тепловых испытаний (Андрейчук О.Б. и др., 1982) отметим, что при создании СОТР КА имеют место следующие этапы экспериментальной отработки.
1.	Лабораторно-отработочные испытания (ЛОИ). На этом этапе происходит поиск и отработка новых схемных и конструктивных решений, новых материалов и покрытий, а также подтверждается возможность получения требуемых характеристик КА. В соответствии с этими задачами данный этап может дополнительно подразделяться на поисковые и предварительные проверочные испытания.
2.	Автономные испытания агрегатов КА и пассивных средств тепловой защиты. Задача этого этапа работ - полная автономная отработка агрегатов и систем КА. В качестве агрегатов могут рассматриваться как отдельные приборы и устройства, так и целые отсеки и системы в зависимости от особенностей применяемых методов и экспериментальных установок для их отработки. Отдельными агрегатами могут считаться, например, вентиляторы, насосы трубопроводы вентили, теплообменники, системы терморегулирования (СТР) в целом, люки, иллюминаторы, герморазъемы, элементы корпуса КЛА, научная аппаратура, двигательная установка (ДУ), теплоизоляция корпуса и отдельные ее элементы, терморегулирующие покрытия (ТРП) и т.п.
3.	Комплексные наземные испытания систем КА. Они включают испытания нескольких агрегатов, образующих взаимосвязанную систему, работоспособность каж
355
7-2
дого агрегата в которой зависит от работоспособности других агрегатов. Задачей этого этапа отработки является проверка работоспособности агрегатов при их совместной работе и подтверждение заданных технических характеристик данной системы.
4.	Комплексные испытания КА в целом. При отработке тепловых режимов такими испытаниями являются комплексные ТВИ, проводимые в ТВК с имитацией внешних и внутренних тепловых воздействий. В зависимости от особенностей отрабатываемого аппарата, наличия прототипов и опыта создания подобных КА отдельные этапы отработки могут исключаться или, наоборот, разбиваться на более мелкие этапы. Условием достаточности проведенного объема отработки КА является наличие сведений о реализующихся в неблагоприятных условиях его работы параметрах тепловых его режимов, а также о надежности их обеспечения.
Следует понимать, что возможности экспериментального оборудования ограничены, а это не позволяет в ряде случаев воспроизвести полную имитацию реальных условий функционирования КА. С учетом этого, при постановке эксперимента, необходимо выделять главные явления, для которых будут воспроизводиться внешние условия, при каждом конкретном виде испытаний.
Тепловые испытания являются составной частью комплекса экспериментальных работ по наземной отработке тепловых режимов КА и АМС. Обобщенная структурная схема экспериментальной отработки тепловых режимов, показана на рисунке 7.1 {Андрейчук О.Б. и др., 1982) и включает:
-	тепловакуумные испытания натурных образцов КА и их элементов в условиях, приближенных к условиям космоса: в вакууме с имитацией внешних радиационных тепловых потоков;
-	тепловые испытания натурных образцов КА и их элементов в лабораторных условиях с имитацией тепловых воздействий;
-	испытания образцов материалов и терморегулирующих покрытий в вакууме с имитацией нетепловых воздействий условий космического пространства (коротковолновое, корпускулярное, метеорное и др.);
-	тепловые испытания в условиях, моделирующих условия на поверхностях планет, в том числе на Земле (климатические испытания).
Развернутая классификация испытаний по их различным признакам представлена в монографии {Афанасьев В.А. и др., 1994), где отмечается, что испытания бывают предъявительские, приемосдаточные, лабораторные, доводочные, периодические, типовые, климатические, термические, летно-конструкторские, ускоренные, разрушающие, сокращенные и т.п. Многие из них в той или иной мере применимы к СОТР либо к ее элементам. В этом же источнике отмечено, что при анализе параметров космических условий выделяют три среды: межзвездную, межпланетную и атмосферу планет и их спутников.
Из сказанного выше нетрудно сделать вывод, что логика построения испытаний опирается на анализ и синтез, а вопросы дискретизации исследуемой системы, как и в случае создания численных тепловых моделей, находятся под влиянием профессиональной интуиции и опыта специалистов, планирующих и выполняющих эксперимент. Становится понятным и то, что АМС относятся к специфической группе автоматических КА, а состав экспериментальных работ, выполняемых с СОТР, и содержание этих работ, будут существенно отличаться от одного проекта АМС к другому.
356
7-2
Рисунок 7.1. Состав наземной экспериментальной отработки тепловых режимов КА и АМС
Обратившись к формальному регламентирующему документу, ГОСТ-56519-2015 (ЦНИИмаш), можно найти требования к так называемым электротермовакуумным испытаниям (ЭТВИ), которые являются заключительным этапом наземных испытаний, необходимым для допуска к летным испытаниям. В задачи ЭТВИ прежде всего входит проверка качества функционирования служебной и целевой аппаратуры. При этом тепловой режим приборно-агрегатного оборудования в одной части ЭТВИ может обеспечиваться из соображений достаточной комфортности температурного режима оборудования (для проверочных включений аппаратуры), а в другой, с помощью бортовых и наземных СОТР, необходимо целенаправленно обеспечить термоциклирование изделия для проверки функционирования приборов и оборудования на предельных уровнях температур. То есть при ЭТВИ не осуществляется проверка рабочих характеристик СОТР КА и АМС, а подтверждаются функциональные способности штатного комплекта приборно-агрегатного оборудования.
При подготовке материальной части для проведения испытаний готовится сам космический аппарат, и его фрагменты (как правило, тепловые макеты), а также адаптируется и дополнительно оснащается стендовая база.
Операции по подготовке космического аппарата к тепловакуумным испытаниям включают в себя:
-	оснащение КА измерительными средствами (датчиками, сенсорами, кроме штатных);
-	монтаж вспомогательных нагревателей, холодильников и других устройств, обеспечивающих реализацию принятых методов испытаний;
357
7-2
-	монтаж съемной теплоизоляции (ЭВТИ или других видов);
-	проверку электрических цепей;
-	проверку функционирования приводов и отдельных агрегатов КА;
-	установку КА на подставку (механический технологический интерфейс);
-	проверку на герметичность коммуникаций и вводов (гермоотсека если есть);
-	заправку рабочими жидкостями;
-	подсоединение цепей: электрических, силовых и измерительных.
В зависимости от объекта испытаний перечень подготовительных работ может дополняться или сокращаться.
Для проведения тепловых испытаний КА и его фрагментов вместо штатных приборов, как правило, применяются тепловые эквиваленты (ТЭ). ТЭ - это тепловые аналоги составных частей (приборов) КА имеющие геометрическое подобие, конструктивное исполнение и теплофизические параметры, обеспечивающие тепловой интерфейс ТЭ с тепловым макетом КА, аналогичный тепловому интерфейсу прибора со штатным аппаратом.
Использование тепловых эквивалентов, теплового макета КА и отдельных тепловых сборок (фрагментов) позволяет расширить возможности оптимального планирования работ и сокращает сроки отработки теплового режима.
Проведение ТВИ в большинстве случаев требует использования специальных приемов (тепловые развязки, охранные нагреватели, тепломеры, теплоизоляция и т.п.), направленных на уменьшение нежелательного влияния экспериментального оборудования на КА. В отдельных случаях разрабатываются специальные методики, позволяющие более корректно интерпретировать условия испытаний (например, методики для определения стендовых теплопритоков или локальных величин направленного потока инфракрасного стендового нагревателя).
Применительно к АМС все виды тепловых испытаний, которые предстоит выполнить для изделия и его составных частей, определяются на этапах эскизного и рабочего проектирования, При этом некоторые параметры, которые в виде требований к средствам обеспечения теплового режима АМС будут помещены в регламентирующие документы, не известны заранее. Окончательно перечень испытаний, их объем и задачи отражаются в программе обеспечения надежности (ПОН) и комплексном плане экспериментальной отработки (КПЭО) АМС.
ГОСТ-56519-2015 разрешает разрабатывать Программу и методику ТВИ в виде единого документа, а также формулирует требования к содержанию такого документа.
Программа испытаний определяет цели и задачи испытаний в целом и отдельных их этапов. Программа должна содержать информацию о данных по тепловым режимам и условиям работы КА; описание и сведения о составе объекта испытаний; требования к имитаторам ТВК; данные по режимам и порядку работы имитаторов; данные по условиям начала и окончания отдельных этапов испытания; описание состава систем измерений и требования к их точности; сведения о местах установки датчиков; перечень требований к обработке получаемых данных и их анализу.
Режимы работы имитаторов на ОИ и в ТВК, как правило, изображаются в программе графически в виде совмещенных циклограмм. Изменение режимов работы имитаторов отражает изменение режимов работы тепловыделяющей аппаратуры и внешних тепловых воздействий.
Разделение испытаний на этапы, как правило, связано с использованием специальных методических приемов, требующих смены экспериментального оборудования, изменения состава объекта испытаний их ориентации относительно имитаторов и.т.п.
358
7-2
Обсуждаемые обобщения и регламентирующие документы легче понимать, когда они сопровождаются конкретными примерами. Ниже мы рассмотрим три примера, характеризующих особенности экспериментальных работ, проводимых с СОТР АМС.
Первый пример - один из тепловых макетов (сборок) посадочного лунного модуля АМС «Луна-Глоб». Для этой АМС, с целью проведения ТВИ по подтверждению характеристик СОТР, предусмотрены четыре тепловых макета (объекта испытаний):
-	изделие 3107/1 - для контроля характеристик СОТР тепловых сотовых панелей (ТСП). В составе этого изделия присутствует ТСП, с установленными на ней тепловыми эквивалентами агрегатов и аппаратуры, а также все агрегаты СОТР ТСП;
-	изделие 3107/2 - фрагмент ДУ, включающий один бак с двигателями малой тяги (ДМТ) и кронштейном ДМТ, для имитации влияния работы ДМТ на конструкцию АМС;
-	изделие 3107/3 - панель поверхностной научной аппаратуры для экспериментов АДРОН и ПМЛ. Данная панель сформирована в виде отдельной автономной конструкции для размещения на ней и работы объединенной группы приборов (вблизи поверхности Луны) и имеет собственную локальную СОТР;
- изделие 3107 - общая сборка АМС «Луна-Глоб». Здесь все СОТР функционируют вместе, а эксперимент позволяет контролировать их взаимовлияние в составе аппарата.
Разделение этой АМС на четыре тепловых сборки связано с тем, что в комплексных испытаниях не все важные характеристики.СОТР и их отдельных элементов могут быть проверены. Так как, на земле воспроизвести некоторые условия, идентичные условиям полетного задания, часто, не представляется возможным. Это особым образом отражается на разработке методик и содержании программ испытаний.
Существенными особенностями, которые приводят к необходимости автономной проверки СОТР ТСП с помощью тепловой сборки 3107/1, являются, во-первых, наличие в системе «неотключаемого» источника тепла в виде радиоизотопного тепло-электрогенератора (РИТЭГ), устанавливаемого на ТСП до старта ракеты-носителя и до размещения АМС в составе комплексной головной части (КГЧ), во-вторых -существенная зависимость характеристик и работоспособности СОТР ТСП от пространственного положения АМС в поле массовых сил.
Концепция СОТР ТСП построена на сочетании элементов, которые обеспечивают ее работоспособность как в условиях невесомости, так и в условиях лунной и земной гравитации, при этом имеющиеся в составе СОТР аксиальные тепловые трубы (АТТ) обеспечивают тепловой режим в условиях гравитации, работая в режиме термосифона. Принцип действия и состав СОТР приборного отсека рассмотрены в (Котляров Е.Ю,2М).
Доводочные тепловакуумные испытания 3107/1 проводились в камере ВК-27 АО «НПО Лавочкина». Программа испытаний содержала четыре этапа:
Этап № 1. Атмосферные тепловые испытания при положении ТСП в вертикальном положении для имитации теплового режима на стартовом комплексе.
Этап № 2. Тепловакуумные испытания для имитации участков функционирования на поверхности Луны.
Этап № 3. Атмосферные тепловые испытания для экспериментальной проверки теплового режима ТСП, соответствующего работам на техническом комплексе.
359
7-2
Этап № 4. Тепловакуумные испытания для имитации участков выведения АМС, перелета от Земли к Луне и работы АМС на орбите искусственного спутника Луны (ИСЛ).
На первом этапе анализировалась работа в поле массовых сил, в атмосферных условиях, поскольку на стартовом комплексе (СК) СОТР ТСП должна работать. Необходимость этого обусловлена тем, что наземные средства не всегда позволяют напрямую охлаждать посадочное место РИТЭГ, который постоянно нагревает ТСП (в частности, и когда АМС находится под обтекателем в составе КГЧ).
Второй этап обеспечивает экспериментальную проверку СОТР ТСП в условиях, имитирующих функционирование АМС на поверхности Луны. Здесь пространственное положение сборки 3107/1 также соответствует вертикальному положению АМС, а испытания проходят в вакууме.
Предполагается, что гравитационное поле Земли наиболее применимо для имитации данного режима в силу отсутствия иных доступных технологических средств. В режимах испытаний этого этапа анализируется воздействие на АМС условий лунного дня и лунной ночи, при различной тепловой нагрузки на ТСП, в частности при имитации сеансов связи. Для лунных суток в качестве характерных моментов выделены «восход», «полдень» и «ночь». Рассматриваются холодные и горячие случаи, а также исследовательские. При этом стендовая имитация всех внешних тепловых потоков (включая солнечные) производится только с помощью инфракрасных нагревателей (сетчатые нагреватели установлены со всех сторон сборки).
Третий этап обеспечивает проверку теплового режима при работах на техническом комплексе (ТК). На этом этапе производится имитация теплонагружения ТСП после установки на нее РИТЭГ, в атмосферных условиях при горизонтальном пространственном положение ТСП. Радиационный теплообменник (РТО), жестко связанный с конструкцией ПО, при этом автоматически, ориентируется вертикально.
Рисунок 7.2. Пространственное размещение (объекта испытаний) приборного отсека АМС «Луна-Глоб» с разверткой тепловых труб в горизонт (для имитации условий перелета)
360
7-2
Четвертый этап обеспечивает экспериментальную проверку, соответствующую работе СОТР ТСП в невесомости, т.е. на орбите Земли, на участке перелета и на орбите ИСЛ. Рисунок 7.2 показывает, как устанавливается объект 3107/1 в вакуумной камере. Обеспечивается так называемая «горизонтальная развертка» всех тепловых труб, чтобы минимизировать влияние массовых сил на характеристики СОТР.
На четвертом этапе ТВИ также выполняются холодные и горячие режимы, характеризующие функционирование АМС в невесомости (выведение, перелет, на орбите ИСЛ).
По полученным результатам доводочных испытаний сборки принимается решение об интеграции СОТР ТСП в состав АМС либо выявляются причины, на основании которых требуется доработка системы.
Второй, представляемый ниже, пример показывает, как формируется программа тепловых испытаний локальной СОТР малонаправленных антенн (МНА) КА «Интергелиозонд» (ИГЗ), размещение которых в его составе в обеспечение их функционирования МНА требуется таким, чтобы их излучающие элементы находились за границей тени, создаваемой экраном КА. Следовательно, антены в процессе эксплуатации периодически будут подвергаться продолжительному усиленному воздействию солнечного теплового потока величиной 17,5 кВт/м2. Сборка из штанги, которая несет пару антенн, крепежного кронштейна и самих антенн, в комбинации с теплоизоляцией и термооптическими покрытиями, образует локальную СОТР, формирующую температуру МНА в процессе функционирования.
Автономная проверка МНА, которая предполагает моделирование штатных условий применения, крайне необходима в данном проекте, поскольку применительно к самому КА создание адекватных условий, характеризуемых предельным теплона-гружением (возникающем в перигелии) в коротковолновом спектре, имеющиеся в наличии технологии, не позволяют обеспечить.
В Технических условиях, которые разрабатываются для МНА, содержатся предъявляемые требования, а также описываются все виды автономных экспериментальных проверок, включая тепловакуумные. В числе технических требований предъявляются:
-	требования стойкости к воздействию повышенной влажности, согласно которым МНА должны отвечать всем требованиям ТУ после пребывания в условиях влажного воздуха 95±3% при температуре 20±5°С;
-	требования стойкости к воздействию пониженных и повышенных рабочих температур среды, согласно которым МНА должны отвечать всем требованиям ТУ при воздействии температур в диапазоне от минус 150 до плюс 450°С и после воздействия циклического изменения температуры среды в интервале от минус 150 до плюс 450°С;
-	требования стойкости к воздействию пониженного атмосферного давления, согласно которым МНА должны отвечать всем требованиям ТУ при изменения давления (с момента старта до выведения на орбиту) от 1,04-105 до 1,33-10-4 Па при скорости изменения не более 2,67-103 Па/с, а также при постоянном давлении окружающей среды 1,3 -10 11 Па во время штатной эксплуатации.
Здесь важно отметить, что в отличие от степени вакуума в космосе и климатических параметров земной атмосферы, границы эксплуатационного температурного диапазона для многих элементов КА и АМС могут сильно отличаться и требуют индивидуального обоснования. Например, для ИГЗ диапазон температур был выбран в результате целенаправленных расчетных прогнозов, акцептированных ТУ.
361
7-2
В рамках ТУ предусмотрены испытания:
-	на стойкость к воздействию рабочих температур
-	на стойкость к циклическому воздействию температур
-	на стойкость циклического изменения температуры среды
-	на стойкость к воздействию пониженного атмосферного давления.
Испытания МНА планируется проводить в термостате и в вакуумной камере, причем исходя из возможностей стендового оборудования, предлагается разрежение окружающей среды ограничить величиной давления 1,3-10 3 Па. Документ описывает пошаговое выполнение перечисленных испытаний, а также указывает какие приспособления и какое измерительное оборудование необходимо применять для их проведения. То есть применительно к автономным испытаниям МНА ТУ выполняют функции программы и методики.
Третий пример экспериментальных работ с СОТР АМС показывает, как планировался заключительный этап ТВИ для орбитальной лунной АМС. Данный пример
1 - вакуумирование; 2 - переход к горячей рабочей температуре;
3 - стационарный режим на уровне горячей рабочей температуры;
4 - нестационарный горячий режим; 5 - тест элементов ДУ, горячий режим;
6 - переход к холодной рабочей температуре;
7 - стационарный режим на уровне холодной рабочей температуры;
8 - нагрев перед входом в длительную тень; 9 - режим тени;
10 - восстановление после выхода из тени;
11 - переход к предельной холодной температуре;
12 - стационарный режим на уровне предельной холодной рабочей температуры (выживание); 13 -тест элементов ДУ, холодный режим;
14- холодный старт (кратковременное включение аппаратуры); 15 - переход к режиму 16;
16 - (первая) выдержка на холодной «температурной полке» термоциклирования;
17 - разогрев до температуры нормальных условий.
Рисунок 7.3. Циклограмма проведения термобалансных испытаний
362
7-2
Рисунок 7.4. Циклограмма проведения испытаний на термоциклирование.
стоит особняком потому, что отражает применение стандартов международного уровня, в которых принято оперировать такими понятиями, как «термобалансные испытания» и «испытания на термоциклирование».
Представленные иллюстрации демонстрируют хронологию комплексных испытаний ИСЛ, со всеми входящими в его состав СОТР, включая локальные. Рисунок 7.3 иллюстрирует последовательность проведения «термобалансных» испытаний.
На рисунке 7.4 приведена циклограмма проведения испытаний на термоциклирование.
На этом рисунке, также как на рисунке 7.3, позиция 1 соответствует начальному вакуумированию. Позиции 6, 10 и 14 означают выдержку на холодных «температурных полках», позиции 4, 8, 12 и 16 - выдержку на горячих «температурных полках». Данные полки соответствуют «квалификационным» границам температурного диапазона, пояснение которым дано в следующем разделе. Позиции 2, 5, 7, 9, 11, 13 и 15 - это переходы между квалификационными температурными полками. Далее позиция 3 - горячий старт (кратковременное включение аппаратуры), 17 - переход к обезгаживанию, 18 - обезгаживание, 19 - приведение объекта испытаний к нормальной температуре.
Представленные рисунки дают понимание о продолжительности, а также о способах выбора рациональной последовательности проводимых режимов испытаний. Данные циклограммы были разработаны для хорошо известного КА LRO (НАСА), который в настоящее время решает научные задачи на орбите ИСЛ.
Все этапы наземной экспериментальной отработки СОТР отечественных КА и АМС проводятся с использованием отечественной стендовой базы предприятий космической отрасли.
363
7-3
ЙИОСНОВНАЯ ОТЕЧЕСТВЕННАЯ СТЕНДОВАЯ БАЗА ДЛЯ ПРОВЕДЕНИЯ ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ
Основой любой стендовой установки, имитирующей условия космического пространства, является вакуумная камера (ВК), представляющая собой замкнутый герметичный объём, снабженный средствами откачки для обеспечения необходимого вакуума.
Если вакуумную камеру, помимо средств откачки и вакуумирования, оснастить системами, имитирующими «черноту» и «холод» космического пространства, тепловое воздействие Солнца и планет, то это уже будет тепловакуумная камера (ТВК), которая снабжена имитаторами воздействий космического пространства и приспособлена для проведения отработки образцов космической техники в условиях, имитирующих реальные условия космического пространства.
Как правило, вакуумная камера представляет собой выполненную из нержавеющей стали цилиндрическую конструкцию со сферическими днищами. Обычно длина ВК больше чем её диаметр. Если ось цилиндра расположена горизонтально, то ВК -горизонтального типа, если ось цилиндра расположена вертикально, то ВК - вертикального типа.
Если размеры объекта испытаний соизмеримы с размерами ВК, то в вакуумной камере он может быть размещен только определённым образом (горизонтально или вертикально), в зависимости от типа камеры.
НПО им. С.А. Лавочкина имеет многолетний опыт проведения ТВИ КА с использованием собственных стендовых средств, а также в вакуумных камерах других предприятий космической отрасли. Некоторые ТВК этих предприятий оснащены техническими средствами, позволяющими обеспечить с достаточной точностью следующие основные характеристики окружающей космической среды, условия размещения КА и проведения испытаний:
-	интенсивность, спектральный состав и непараллельность прямого солнечного излучения;
-	интенсивность, спектральный состав и угловое распределение отраженного от поверхности небесного тела солнечного излучения;
-	интенсивность, спектральный состав и угловое распределение собственного теплового излучения поверхности небесного тела;
-	оптические коэффициенты поверхностей небесного тела и космического пространства;
-	возможность изменения положения КА внутри камеры по отношению к направлению теплового потока;
-	минимальное тепловое влияние на конструкцию КА со стороны технологического стендового оборудования;
-	управление работой приборов и тепловых макетов в различных режимах;
-	проведение измерений различных технических и температурных параметров и обработка их результатов.
Головной организацией в отечественной космической отрасли по проведению экспериментальной отработке СОТР КА является ФКП «НИЦ РКП». Здесь находится основная экспериментальная база для комплексных ТВИ тепловых макетов и летных образцов КА.
364
7-3
На рисунке 7.5 представлена схема камеры ВК600/300 ФКП «НИЦ РКП», в которой проводились комплексные ТВИ большей части КА и АМС большого масштаба, разработанных в НПОЛ.
Тепловакуумная камера ВК600/300 представляет собой вертикально установленное цилиндрическое сооружение, обеспечивающее возможность помещения испытуемого КА в камеру через верхний загрузочный люк.
Космический летательный аппарат 1 для испытаний загружается через верхний люк в вакуумную камеру 2 и устанавливается на опорно-поворотное устройство 10. Вдоль цилиндрической стенки камеры установлены криогенные экраны 3. Источником (имитатором) солнечного излучения служит набор ксеноновых ламп ИС-500-1 4 и инфракрасные излучатели 5. Кроме того ТВК оборудована гермоплатой 6, подставкой 7 с электронагревателем, термостатом 8 и криогенными экранами-шторками оптического отсека 12. Для энергоснабжения оборудования стенда в ТВК проведена наземная кабельная сеть 9. В ТВК предусмотрен свободный объем для развертывания антенны 11 испытуемого КА.
Рисунок 7.5. Схема тепловакуумной камеры ВК 600/300
365
7-3
Рисунок 7.6. Вид камеры ВК600/300 ФКП «НИЦ РКП» со стороны загрузочного люка в момент загрузки КА
Вид камеры ВК600/300 ФКП «НИЦ РКП» со стороны загрузочного люка представлен на рисунке 7.6.
Технические характеристики камеры ВК 600/300 представлены в таблице 7.1 (Тепловакуумные испытания: www.nic-rkp/vieu.asp?obj_namt=servises_thennal_vacuum_tests).
С целью получения «чистого» безмасляного вакуума в ТВК усовершенствована система вакуумирования на основе использования: рефрижераторных крионасосов RPK 30000, криосорбционных агрегатов КС 4205 и насосов НКС 2,2/165, криокон-денсационных насосов ВККН-1200 и турбомолекулярных насосов ТМН-500.
Для обеспечения установки на ОПУ КА и АМС с тепловыми трубами в горизонтальном положении доработано опорное устройство камеры, обеспечившее необходимую точность установки в это положение стола для размещения КА объекта испытаний.
С целью имитации теневой орбиты КА полета во время ТВИ без выключения имитатора солнечного излучения (ИСИ) разработана и внедрена охлаждаемая водой заслонка для перекрытия светового потока снаружи ТВК.
Важное место при проведении ТВИ занимает имитация внешней тепловой нагрузки от Солнца и Земли на поверхность аппарата.
Имитатор солнечного излучения ИС-500 включает в себя 204 ксеноновых светильника СКЛ-6, создающих световое поле размером Зх8м. Технология проведения настройки, измерений и регулирования распределения энергетической освещенности, создаваемой ИСИ, и обеспечения уровней освещенностей, заданных программой ТВИ конкретного КА для его отдельных зон, заключалась в следующем.
366
Таблица 7.1. Характеристики тепловакуумной камеры ВК 600/300
характеристики камеры
предельное остаточное давление в камере:
-	без КА 1,5 -10 8 мм рт. ст.;
-	с КА (6,5-9,0) -10 6 мм рт. ст.
система вакуумирования: обеспечивает безмасляный вакуум
свободный объем - 300 м3
_______температура азотных экранов - минус 190±3°С, потребление азота 50 т/сутки габаритные размеры:
-	внутренний диаметр по корпусу - 7,9 м; по азотным экранам - 5,95 м;
-	расстояние от плоскости стола (ОПУ) до азотных экранов крышки -9м опорно-поворотное устройство (ОПУ):
-	диаметр 3,8 м; грузоподъемность -16 т;
-	углы поворота от 0 до 360°, отклонение от горизонта не более 1,0 мм;
_______- скорость вращения: максимальная - 36 град/мин; минимальная - 0,175 град/мин имитатор солнечного излучения ИС500-1:
-	195 ксеноновых ламп по 5 кВт («пятно» 5><8 м; ДКСШ РБ-5000-1);
-	непараллельность лучистого потока от 1,5 до 3,5°; неоднородность потока 5-10% в центре и до 20% на периферии «пятна»; спектр, близкий к солнечному, в диапазоне длин волн - 0,2.. .2,5 мкм;
-	возможность регулировки интенсивности потока в диапазоне от 0,5 до 3 кВт/м2;
-	управление и контроль параметров ИСИ - с пульта
________________имитаторы инфракрасного излучения с потоком 500 Вт/м2___________ устройство сканирующего типа для замера мощности светового потока от ИСИ;
___________________________110 кремниевых датчиков КФЛП-3_______________________
заслонка, охлаждаемая водой, для перекрытия светового потока без выключения ламп ИСИ на теневых орбитах
экраны-шторки 3x8 м, охлаждаемые жидким азотом, для экранирования теплопритока к КА со стороны ИСИ, когда ИСИ не используется на теневых орбитах. Л >0,9; £>0,9 многофункциональная информационно-управляющая система:
-	система измерения параметров КА;
-	комплекс автоматизированной обработки параметров;
-	система стендовых измерений;
-	система единого времени, связей и телевидения потребляемая мощность электрооборудования - 2000 кВт
Для контроля интенсивности и равномерности создаваемого лучистого потока в плоскости светового пятна ИСИ использовалось координатное измерительное устройство. Координаты светового поля ИСИ определяются: по горизонтали 110-ю датчиками КФЛП-3, по вертикали - контактными датчиками, расположенными на 190 строках координатно-измерительного устройства.
Для управления режимами работы ИСИ использован пульт управления, с помощью которого производилось изменение режима работы световых модулей в соответствии с программой ТВИ, контроль параметров излучателей (тока, напряжения, лучистого потока), управление приводом сканирующего устройства.
Помимо тепловакуумной камеры ВК 600/300 ФКП НИЦ РКП, для автономных ТВИ СОТР отдельных модулей, разрабатываемых НПО им. С.А. Лавочкина, используется и экспериментальная база АО «НПО «Молния».
Лаборатория криотермотермовакуумных испытаний НПО «Молния» имеет в своем составе набор вакуумных камер, оснащенных уникальным специализированным
367
7-3
Рисунок 7.7. Зал термовакуумных установок НПО «Молния»
оборудованием для проведения широкого спектра тепловых испытаний агрегатов и систем аэрокосмических летательных аппаратов (Лаборатория криотермотермо-вакуумных испытании: www.npomolnija.ru/kriotermlab.php). По своим возможностям лаборатория находится на самых передовых позициях средств тепловых испытаний как в нашей стране, так и за рубежом. В состав лаборатории входят 11 основных термовакуумных камер объемом от 2,5 м3 до 360 м3 и, кроме того, ряд вспомогательных установок для проведения необходимых технологических операций, например для нанесения отражающих покрытий на зеркала солнечных имитаторов.
Внешний вид зала лаборатории, в котором расположены вакуумные камеры с объемом от 47 м3 до 360 м3, показан на рисунке 7.7.
Лаборатория оборудована централизованной системой вакуумирования с использованием безмасляных форвакуумных и турбомолекулярных высоковакуумных насосов. Охлаждение криоэкранов осуществляется жидким азотом от общей системы азотоснабжения. Отогрев и разгерметизация больших камер осуществляется с использованием соответствующих централизованных систем. Лаборатория оборудована системами управления испытаниями и регистрации измеряемых параметров.
Установки КТВУ-40Г и КТВУ-250Г предназначены для проведения тепловакуумных испытаний элементов космической техники с имитацией воздействия направленного потока солнечного излучения, рассеянного излучения от поверхности Земли и охлаждающего действия космического пространства в условиях воздействия глубокого вакуума (до 5*10 6 торр или 7* 10 4 Па). Регулируемая мощность падающего лучистого потока от ксеноновых имитаторов солнечного излучения составляет 0,4... 1,5 кВт/м2, при этом угол расходимости лучей не превышает 3,5 градусов, неравномерность теплового потока в пределах светового пятна составляет не более 10%. Диаметр светового пятна - 1,6 м для установки КТВУ-40Г и 2,5 м - для установки КТВУ-250Г
В дополнение к имитаторам солнечного излучения установки оборудованы источниками инфракрасного излучения, которые в зависимости от целей эксперимента
368
7-3
могут создавать тепловой поток, имитирующий излучение Земли или Солнца. Мощность падающего потока при этом может меняться в от 0,1 до 2 кВт/м2. Оригинальная схема переключения источников инфракрасного излучения позволяет имитировать вращение объекта относительно Земли или Солнца даже в том случае, если сам объект внутри камеры установлен неподвижно.
Температура азотных экранов, имитирующих охлаждающее влияние открытого космоса, составляет минус 173°С, (100 К) при коэффициенте поглощения солнечного излучения Л >0,9 (г=Лл).
Внутренняя полость КТВУ-250Г/5, оборудованная криоэкранами и инфракрасными нагревателями с установленным объектом испытаний, показана на рисунке 7.8. Технические характеристики установки КТВУ- 250Г/5 представлены в таблице 7.2 (Лаборатория криотермотермовакуумных испытаний', ww.npomolnija.ru/kriotermlab.php)
Таблица 7.2. Технические характеристики установки КТВУ-250Г/5
габариты установки:	ед. измерения
- диаметр камеры, внутренний	4920 мм
- длина камеры	13440 мм
- длина камеры с приставкой ИСИ	19100 мм
вместимость камеры/камеры с приставкой ИСИ	250 м3/360 м3
давление рабочее	7-10^ Па (5-10 6 мм рт. ст.)
негерметичность камеры с приставкой	6,65-10^ м3-Па/с (5 л-мкм рт. ст./с)
температура экранов, рабочая: - азотных экранов	80К
масса азота на захолаживание азотных экранов	16000 кг
массовый расход испаряемого азота в экранах в установившемся режиме	2500 кг/ч
коэффициент черноты внутренней поверхности азотных экранов	Е=0,9...0,92
масса всей установки, не более	100000 кг
время выхода установки на режим, не более, в том числе:	24 ч
- форвакуумная откачка	4 ч
- охлаждение азотных экранов	6 ч
- высоковакуумная откачка	(0,5-4) ч
продолжительность цикла испытаний	до 30 суток
время отогрева экранов, не более	4 ч
время разгерметизации камеры, не более	0,5 ч
основные характеристики имитатора ИКИ:	
- максимальная потребляемая мощность	110 кВт
- удельный падающий тепловой поток на цилиндрическую поверхности изделия, не более	2 кВт/м2
потребляемая мощность ИСИ	70 кВт
основные параметры испытываемых изделий:	
- диаметр, не более	2500 мм
- длина, не более	8500 мм
- масса, не более	3000 кг
- газовая нагрузка от изделия, не более	1,33-10'3 м3-Па/с (10 л мкм рт. ст./с)
369
7-3
В последнее время наиболее востребованной для проведения ТВИ является горизонтальная цилиндрическая камера КТВУ-40Г/3, технические характеристики которой приведены в таблице 7.3 (Лаборатория криотермовакумных испытаний: www.npomolnija.ru/kriotermlab.php).
Таблица 7.3. Технические характеристики КТВУ-40Г/3
наименование параметра	значение
вместимость камеры без экранов (в том числе вместимость с приставкой ИСИ), м3	41.5 (88,5)
габаритные размеры: а)	внутренний диаметр камеры, мм б)	длина цилиндрической части камеры, мм	3200±10 9200±50
предельное давление в камере без изделия, Па (мм рт. ст.)	7 -10 4 Па (5-10 6 мм рт. ст.)
общая поверхность азотных экранов (в том числе с приставкой ИСИ), м2	37,1 (89,2)
удельная нагрузка на азотные экраны, кВт/м2	1,4
средняя температура поверхности азотных экранов в рабочем режиме, К (°C), не более	100 (минус 173)
негерметичность камеры с экранами, м3 Па/с (л мкм рт. ст./с)	6,65 10 5- (5 10 ')
время откачки камеры до рабочего давления с изделием, ч, не более	24
время штатной разгерметизации, мин, не более	30
продолжительность непрерывной работы установки (цикла испытаний), сут, не более	30
масса установки, кг	31000
расход азота, кг/ч	1300
масса жидкого азота в режиме первоначального охлаждения, кг	8840
потребляемая мощность, кВт	40
Кроме стендовой базы смежных предприятий для проведения автономных ТВИ элементов СОТР КА и отдельных малогабаритных модулей и фрагментов конструкции СОТР и КА НПОЛ в полной мере использует тепловакуумные установки собственной экспериментальной базы, располагаемые на территории предприятия.
Наиболее оснащенной и чаще задействованной при проведении тепловакуумной отработки, является вакуумная камера ВК-27, состоящая из неподвижной, передвижной части камеры и установочной рамы.
Объект испытаний, закрепленный на технологической ферме-подставке, размещается на установочной раме ВК.
Тепловакуумная камера ВК-27 представляет собой горизонтально расположенную цилиндрическую емкость диаметром 2,7 м и длиной 4,5 м.
Тепловакуумные испытания в этой камере проводятся при давлении около 10 5 мм рт. ст. Азотные экраны, имитирующие «космический холод», охлаждаются в процессе испытаний до минус (180±10)°С. В качестве источников инфракрасного излучения используются сетчатые нагреватели различной конструкции и электрической мощности.
370
7-3
Рисунок 7.8. Внутренняя полость установки КТВУ-250Г75 с объектом испытаний
На территории НПОЛ имеется также испытательный комплекс, в состав которого входит уникальная вакуумная камера ВК-48, размещенная в отдельном здании. Она представляет собой железобетонную конструкцию со следующими размерами вну-трикамерного пространства: длина -13,7 м, ширина - 11,5 м, высота - 11,2 м. Внутренний объем ВК-48 (с учетом объёма обечайки крышки) ~ 2200 м3. Габариты ВК позволяют разместить в ней любой из разрабатываемых в настоящее время на предприятии космических аппаратов. При этом КА внутри вакуумной камеры может быть установлен как горизонтальном, так и вертикальном положении. Рисунки 7.9-7.10 иллюстрируют внешний вид и внутреннее устройство камеры ВК-48.
Толщина железобетонных стен, пола и перекрытия составляет 1 м. Монтажный каркас изготовлен из стали 14Г2, арматурные сетки из стального (сталь 25Г2С) прутка 040 мм. Внутренняя обшивка камеры выполнена из листовой нержавеющей стали 1Х18Н9Т толщиной 10 мм с герметичными сварными швами. Объём бетона - 1500 м3, масса арматуры - 360 т, масса обшивки -55 т.
Одна из стенок ВА-48 имеет загрузочный люк диаметром 10 м, ведущий в зал подготовки к испытаниям. Зал подготовки к испытаниям, размером в плане 36><39 м и высотой 18 м, оборудован мостовым электрическим краном грузоподъемностью ~15 т и высотой подъема крюка 14,1 м. Въезд в зал через - тамбур. Проём въездных ворот имеет ширину 7 м и высоту 7,9 м.
Крышка загрузочного люка откатывается в зал подготовки испытаний по двум рельсам, на четырех специальных тележках, две из которых ведущие, с электромеханическим приводом. Обечайка и днище откатной крышки изготовлены из нержа-
371
7-3
Рисунок 7.9. Вид ВК-48 снаружи (со стороны зала подготовки к испытаниям) на откатную крышку загрузочного люка
веющей стали. Полная масса крышки ~ 40 т. На откатную крышку опирается одним концом силовая балка с расположенным на ней поворотным столом, второй конец силовой балки имеет тележку, которая движется по рельсам, проложенным по полу камеры. Поворотный стол, расположенный на подвижной платформе, имеет диаметр 3 м и грузоподъемность 25 т. Высота от плоскости поворотного стола до верхней точки проёма загрузочного люка 8,86 м.
На уровне второго этажа непосредственно к одной из стен вакуумной камеры примыкает пультовое помещение площадью —150 кв. м.
Под пультовым помещением, на уровне первого этажа, в стенке камеры имеется гермовход для обслуживающего персонала.
Камера оснащена гермовводами для пневмосистем КА и гермовводами с электрическими разъёмами для цепей систем измерения и управления стендовыми и бортовыми системами.
372
7-3
Рисунок 7.10. Внутренний вид ВК-48
Испытуемое изделие транспортируется с помощью подъемно-транспортных устройств и устанавливается на поворотный стол опорной балки, выдвинутой в крайнее ее положение при открытой камере. После установки объект испытаний с помощью поворотного стола поворачивается на необходимый угол по отношению к оси опорной балки и фиксируется в данном положении. Закрепленное на поворотном столе изделие транспортируется в камеру приводом откатной части камеры.
Специальная система обеспечивает подход откатной части к корпусу камеры без удара и плотное прилегание крышки к фланцу корпуса камеры при закрытии откатной части. Для обеспечения герметичности бокса ВК-48 используется система прижима откатной крышки. Имеется система специальных пневматических замков для прижима откатной части к корпусу камеры. Замки работают при давлении —150 атм. Всего по периметру откатной части установлено 18 замков. Управление замками осуществляется посредством пневмопульта. Для заполнения вакуумной камеры воздухом после окончания вакуумных испытаний предусмотрена система разгерметизации, посредством которой полость камеры заполняется сухим сжатым воздухом. Заполнение камеры воздухом производится через специальный пульт. Предусмотрена система защиты и блокировки от превышения давления в камере более атмосферного.
ВК-48 используется для испытаний крупногабаритных КА на герметичность. Вакуумирование проводится поэтапно. Вначале проводится откачка водокольцевым насосом ВВН-50 до давления 100 мм рт. ст. в течение ~1,5 часа. Затем осуществляется откачка механическим насосом РВН-50 до давления 5 мм рт. ст. в течение ~ 1,0 часа, потом - откачка механическим насосом НВЗ-500 до давления 101 мм рт. ст. в течение
373
7-3
~4,0 часов и откачка механическим двухроторным насосом 2ДВН-1500 до давления 10 3 мм рт. ст. в течение ~3,0 часов. Заключительным этапом является откачка высоковакуумным агрегатом ВА-100 до предельного давления ~3 -10 5 мм рт. ст. в течение ~24 часов.
В состав стенда входят система энергоснабжения (подстанция с двумя трансформаторами по 1000 кВт) и водяная система охлаждения насосов (расход воды до 30000 л/час).
Плазменные установки, используемые НПОЛ для испытаний материалов тепловой защиты спускаемых аппаратов проектируемых автоматических межпланетных станций
Установка У-13ВЧП ФГУП Центрального научно-исследовательского института машиностроения, г. Королев, МО
Аэродинамическая установка с высокочастотным индукционным нагревом газа состоит из нескольких узлов и систем. Принципиальная схема её и схема проведения испытаний на установке У-13 ВЧП показана на рисунке 7.11 (Анфимов Н.А. и др., 1994).
1 - термовизор; 2 - сопло; 3 - испытуемый образец; 4 - державка образца;
5 - механизм ввода образца; 6 - диффузор; 7 - рабочая часть; 8 - корпус плазмотрона;
9 - индуктор; 10 - разрядная камера; 11 - газоформирователь.
Рисунок 7.11. Схема установки и проведения испытаний на У-13ВЧП
374
7-3
Нагрев газа и образование плазмы происходит внутри кварцевой разрядной камеры 10, помещенной в индуктор 9. На индуктор подается высокочастотное электрическое напряжение от нагрузочного контура ВЧ-генератора. Внутри разрядной камеры возникает переменное электромагнитное поле с частотой 440 кГц, это поле инициирует и поддерживает разряд в рабочем газе. Холодный газ подается через газоформи-рователь с закруткой вдоль стенок разрядной камеры для предотвращения ее перегрева. Нагреваясь в зоне разряда до температуры порядка 8000... 10000 К, рабочий газ через сопло 2 поступает в рабочую часть 7 и обтекает образец материала тепловой защиты СА АМС 3, который помещается на ось струи с помощью механизма ввода 5. Выходя из рабочей части, газ протекает через диффузор 6, теплообменник, вакуумный трубопровод и выбрасывается в атмосферу с помощью вакуумного насоса.
Дозированная подача плазмообразующего газа происходит через специальное устройство за счет разряжения, создаваемого в рабочей части и вакуумном тракте насосами НВЗ-500 и PneumotoreUV-50.
В процессе эксперимента на верхнем и нижнем механизмах ввода устанавливаются испытуемые образцы материалов, измерительные зонды и модели, оснащенные датчиками. Для измерений температуры поверхности образцов и моделей приборами дистанционного контроля предусмотрены оптические окна в торце разрядной камеры и в боковых стенках рабочей части.
Технические параметры установки приведены в таблице 7.4 {Анфимов Н.А. и др., 1994).
Таблица 7.4. Технические характеристики У-13 ВЧП
характеристика	величина
напряжение, кВ	10
мощность высокочастотного генератора, кВт	до 1000
рабочий газ	воздух, азот, аргон, углекислый газ и др.
размеры рабочей части, м	0,8x0,8x0,8
частота электромагнитного поля, кГц	440
время непрерывной работы, с	до 6000
Для увеличения тепловых нагрузок на испытуемые образцы в основное сопло 2 диаметром 180 мм могут вставляться водоохлаждаемые сопловые блоки с выходным диаметром 120, 60 и 30 мм.
Фотография плазмотрона и рабочей части в открытом положении установки У-13 ВЧП с установленной в ней державкой с моделью приведена на рисунке 7.12.
Образец теплозащитного покрытия (ТЗП), представляющего собой копию конструкции тепловой защиты СА, помещается в водоохлаждаемую державку, для того чтобы обеспечить термостатирование образца во время выхода установки на штатный режим и отсутствие нагрева боковой поверхности образца от потока плазмы в процессе эксперимента.
Принцип действия плазмотрона У-13ВЧП основан на физическом явлении нагрева проводящих сред электрическим током, индуцированным в них переменным электрическим полем. На этой установке приобретен богатый опыт проведения исследований уносимых и неуносимых теплозащитных материалов.
При испытаниях образцов материалов ТЗП СА и конструкции ТЗП в целом используются две схемы:
375
7-3
Рисунок 7.12. Рабочая часть установки У-13 ВЧП
-	схема, моделирующая течение в критической точке поверхности СА, когда образец помещается перпендикулярно вектору скорости потока. При этой схеме возможно применение газовых потоков с до- и сверхзвуковыми режимами течения при плотности тепловых потоков 300...2000 кВт/м2;
-	схема, моделирующая течение на боковой поверхности и в донной области спускаемых аппаратов. В этом случае для реализации тепловых потоков в диапазоне 5...200 кВт/м2 используется плоское (щелевое) дозвуковое сопло. Испытуемые образцы размещаются на державке-пластине, которая может располагаться под различным углом наклона к направлению течения газа в У-13 ВЧП.
До испытаний, во время испытаний и по окончании работы установки и демонтажа образца проводятся измерения различных параметров установленного режима работы УЗ-ВЧ и результатов воздействия газового потока на образец:
-	массы образца и его визуальный осмотр (до установки образца в державку);
-	давления в рабочей камере плазмотрона;
-	электрических характеристик (тока и напряжения на аноде);
-	температуры между слоями ТЗП и донной поверхности образца материала ТЗП или конструкции теплозащиты;
-	температуры внешней поверхности образца;
-	времени нахождения образца в газовом потоке, устанавливаемого из условия воспроизведения реального интегрального количества тепла, воспринимаемого образцом при спуске аппарата в атмосфере;
-	массы образца, а также их визуальный осмотр после испытаний (после демонтажа образца из державки).
По результатам взвешивания испытываемого образца определяется унос материала теплозащиты.
376
7-3
Установка торцевой холловский ускоритель Института тепломассообмена им. А.В. Лыкова Национальной академии наук Беларуси, Минск
Торцевой холловский ускоритель - ТХУ, рисунок 7.13, является уникальным из существующих плазматронов по своим техническим характеристикам, основные из которых приведены в таблице 7.5 (Юревич Ф.Б., Ермаченко В.С. и др., 1989; Анош-ко И.А., Пенязъков О.Г. и др., 2017).
Таблица 7.5. Основные технические характеристики установки ТХУ
параметр	величина
энтальпия торможения воздушной плазмы, МДж/кг	3...500
скорость потока плазмы, км/с	0,5...80
число Маха	0,5...20
давление в зоне торможения газового потока, Па	(0,01...0,5)105
плотность суммарного теплового потока к лобовой поверхности модели (образца), кВт/м2	(1...400) 102
плотность лучистого теплового потока, кВт/м2	(0,5-..200) 102
Рисунок 7.13. Торцевой холловский ускоритель (общий вид)
377
7-3
Принцип действия ТХУ, как и плазмотрона У-13 ВЧП, основан на явлении нагрева проводящих сред электрическим током. Помимо этого в ТХУ осуществляется разгон образовавшейся плазмы электрическим полем, и он широко используется для моделирования условий аэродинамического нагрева СА при спуске в атмосфере.
Основным и важным отличием плазмотронов У-13 ВЧП и ТХУ от плазмотронов с электродуговым подогревом газа (ЭДПГ) является чистота образующейся у первых плазмы, тогда как в установках ЭДПГ в потоке плазмы всегда присутствуют продукты разрушающегося электрода (обычно меди) электродуговой системы. Ниже будет показано влияние этого недостатка на результаты испытаний.
Торцевой холловский ускоритель представляет собой горизонтально расположенную цилиндрическую емкость (вакуум-камеру) с рабочей камерой в передней торцевой части, которая оснащена:
-	вакуумной системой откачки газа и вакуумными затворами;
-	системой электроснабжения;
-	системой подачи в рабочую камеру расходного газа, соответствующего атмосфере определенной планеты;
-	системой водоохлаждения электродов и магнитной системы ТХУ, датчиков теплового потока (калориметрам), трактов подвода-вывода термопар к калориметру и образцу, а также державок с испытуемыми образцами ТЗП или моделями;
-	механизмом центровки и перемещения образца ТЗП и датчика теплового потока вдоль оси установки ТХУ;
-	автоматизированной системой контроля и измерения основных параметров ТХУ На рисунке 7.14 показана схема размещения державки в рабочей камере ТХУ Для установки образцов ТЗП и датчиков теплового потока используются одинаковые водоохлаждаемые державки, что обеспечивает идентичность обтекания потоком плазмы образца ТЗП и датчика. Кроме рабочего элемента, изготовленного из меди, конструкция датчика изготовлена из изоляционных материалов, что обеспечивает большую точность измерения тепловых потоков за счет снижения погрешности из-за тепловых потерь.
Рисунок 7.14. Вид рабочей камеры ТХУ и положения в ней державки с образцом ТЗП
378
7-3
Рисунок 7.15. Картина обтекания плазмой державки с образцом на установке ТХУ
В процессе подготовки установки ТХУ к испытаниям производится также монтаж и центровка катодного узла ТХУ, установка датчика теплового потока в водоохлаждаемой державке, их центровка по оси ТХУ, подводятся тракты подачи рабочего газа, напорных и сливных электроизолированных шлангов для подачи и слива воды на установке ТХУ. Подготавливаются и выводятся из вакуум-камеры подводящие провода термопарных линий к датчику теплового потока и образцу ТЗП.
Кроме того, осуществляется калибровка и наладка автоматизированной системы измерения токов, напряжений и тепловых потерь на электродах установки ТХУ применительно к условиям, имитирующих вход в атмосферу соответствующей планеты.
К проведению испытаний также готовится система видеонаблюдения за процессом испытания образца, предназначенная для контроля за установкой и наблюдением за состоянием плазмы во время эксперимента с целью предотвращения аварийных ситуаций, риска получения ожога лучистой энергией сетчатки глаза оператором. В видеосистеме предусмотрена регистрация видеосигнала на ЭВМ.
Примером результата работы системы видеонаблюдения служит кадр картины обтекания образца ТЗП плазмой (рисунок 7.15).
Величин индукций магнитного поля и токов разряда, реализуемых при работе ТХУ, достаточно для разгона плазменных потоков высокой плотности до гиперзвуковых скоростей, а следовательно, моделировать реальные условия обтекания образцов тепловой защиты космических аппаратов.
Анализ рассмотренных технических характеристик, оснащенности и возможностей ТХУ и плазмотрона свидетельствует об их пригодности для исследования эффективности систем тепловой защиты спускаемых в атмосферах Земли и Марса аппаратов на образцах, соответствующих её конструкции в характерных точках поверхности СА.
379
7-4
И10Ф0РМЛЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ ИСПЫТАНИЙ И ПРЕДСТАВЛЯЕМАЯ ДОКУМЕНТАЦИЯ О ГОТОВНОСТИ СОТР К ЛЕТНЫМ ИСПЫТАНИЯМ
Летные испытания (ЛИ) проводятся с целью всесторонней проверки и подтверждения характеристик КА, заданных в Техническом задании (ТЗ) в реальных условиях функционирования изделия. ЛИ - начальная фаза применения автоматического КА, после его вывода в космическое пространство. Заключение о готовности АМС к летным испытаниям не может быть принято без подтверждения положительных результатов тепловакуумной отработки.
Согласно ГОСТ-Р-56519-2015 в обеспечение (и в результате) проведения тепловакуумной отработки должны быть выпущены и утверждены следующие документы:
-	ТЗ на СОТР автоматического КА/АМС или температурные условия их функционирования;
-	КПЭО СОТР или раздел КПЭО автоматического КА/АМС в части ТВИ;
-	программа обеспечения надежности (ПОН) КА/АМС в части ТВИ;
-	методика ТВИ;
-	программа ТВИ;
-	методика-инструкция проведения ЭТВИ, содержащая последовательность испытания бортовой аппаратуры (БА) при термоциклировании;
-	тепловой расчет изделия для условий полета и ТВИ;
-	технический отчет по результатам ТВИ.
В соответствии с указанным ГОСТ-Р-56519-2015 отчет по результатам ТВИ должен содержать: введение; цели и задачи ТВИ; описание экспериментальной установки; объем, последовательность и методику ТВИ; сводный перечень отказов, неисправностей, замечаний, выявленных в ходе ТВИ и сведения по их устранению и доработке; выводы; заключение; приложение. В зависимости от целей и задач испытаний допускается уточнять содержание разделов, вводить новые, объединять или исключать отдельные из них.
Раздел «Введение» должен содержать полное наименование объекта испытаний (ОИ), перечень документации, на основании которой проводились испытания, указание места проведения испытаний, календарные сроки проведения испытаний с разбивкой на две части: время, занятое непосредственно на проведение испытаний, и время, занятое на выяснение и устранение дефектов и доработки ОИ. В разделе «Цели и задачи тепло-вакуумных испытаний» указывают цели и конкретные задачи испытаний.
В разделе «Описание экспериментальной установки» указывают состав и название ОИ, документацию в соответствии с которой он изготовлен, степень отличия от штатного изделия, перечень документов, предъявляемых вместе с ОИ, описание тепловакуумной камеры (ТВК) и фактические характеристики ее систем.
В разделе «Объем, последовательность и методика ТВИ» указывают в технологической последовательности план проведения (режимы, этапы) испытаний, их длительность и цикличность, перечень параметров и степень точности воспроизведения условий эксплуатации при испытаниях, допуски на значения задаваемых параметров (для ОИ и воздействующих факторов), методику проведения каждого режима (этапа) испытаний, алгоритмы их уточнения и результаты анализа экспериментальных данных, оценку погрешностей ТВИ.
380
В разделе «Сводный перечень отказов, неисправностей, замечаний, выявленных в ходе ТВИ, и сведения по их устранению и доработке» указывают дату и время начала испытаний, дату и время проявления отказа, характеристику отказа или замечания, анализ причин отказа с классификацией (конструкционная, технологическая, эксплуатационная) и приводят рекомендации и мероприятия по устранению причин и последствий отказа, с подтверждением их эффективности, наименование и индекс параметров, характеризующих отказ, наименование и индекс или обозначение отказавшего изделия по основному конструкторскому документу.
В разделе «Выводы» приводятся сведения обо всех основных численных, качественных и других характеристиках, определение, проверка и оценка которых предусматриваются разделом «Цели и задачи тепло-вакуумных испытаний», а также сравнение их с соответствующими требованиями ТЗ на СОТР.
В разделе «Заключение» указываются важнейшие данные, вытекающие из результатов испытаний, достижение цели испытаний, порядок устранения замечаний, выявленных при испытаниях и не устраненных к моменту утверждения отчета, рекомендации по целям и объекту последующих испытаний.
В разделе «Приложение» приводятся в виде таблиц результаты измерений параметров ОИ и систем имитации ТВК в системе единого времени с привязкой к этапам и режимам испытаний.
По результатам тепловакуумной отработки для выдачи заключения головной организации на допуск изделия к летным испытаниям (ЛИ) должны быть выпущены и утверждены:
-	итоговый отчет по наземной экспериментальной отработке АМС (раздел в части ТВИ), подтверждающий завершение намеченного цикла наземной экспериментальной отработки и готовность изделия к ЛИ;
-	отчет по результатам электрической тепловакуумной отработки (ЭТВИ), содержащий результаты подтверждения работоспособности бортовой аппаратуры в вакууме при термоциклировании.
Ниже, в качестве примеров обработки результатов испытаний, на рисунках 7.16 и 7.17 показаны диаграммы первичной обработки результатов.
На рисунке 7.16 показан фрагмент доводочных испытаний СОТР ТСП приборного отсека АМС «Луна-Глоб». Здесь можно видеть температурные кривые, демонстрирующие почасовое изменение температур, регистрируемых датчиками, установленными на теплопроводе радиатора. Синхронно отражено внутреннее теплонагружение СОТР ТСП.
Большое количество температурных датчиков, установленных на изделии требует построения десятков отдельных диаграмм, в которых сгруппированы те или иные входные и выходные измеряемые параметры. Поэтому отчет по ТВИ содержит большой объем информации, в графическом и табличном виде отражающей полученные результаты.
Рисунок 7.17 показывает результаты автономных лабораторных испытаний единичной аксиальной ТТ ТСП, работающей в режиме термосифона. Испытания проводились с целью демонстрации и проверки эффекта заброса температуры при теплонагружении адиабатной зоны термосифона, на базе аксиальных ТТ. Как и в предыдущей диаграмме, здесь совмещены временные зависимости измеренных температур и прикладываемых тепловых воздействий. Испытания проводились на этапе эскизного проектирования и подтвердили, что для предельно пониженных теплоемкостей, контактирующих с термосифоном, его работа происходит устойчиво. Таким образом, следует ожидать стабильную работу аксиальных ТТ в составе СОТР ТСП при ее функционировании в условиях гравитации.
381
7-4
Рисунок 7.16. Фрагмент доводочных испытаний СОТР ТСП приборного отсека АМС «Луна-Глоб»
напряжение, ток В, А
время, часминкек
Рисунок 7.17. Фрагмент лабораторных испытаний единичного термосифона СОТР ТСП приборного отсека АМС «Луна-Глоб»
382
7-4
Поскольку работы по созданию АМС очень часто осуществляются в рамках международной кооперации, уместно ознакомиться с требованиями ГОСТ-Р-56469-2015 -«Аппараты космические автоматические. Термобалансные и термовакуумные испытания» и ГОСТ-Р-56469-2015 - «Аппараты космические автоматические. Системы обеспечения теплового режима», область применения которых предусматривает использование оборудования, разрабатываемого по различным стандартам, в рамках одного общего проекта.
Согласно указанным ГОСТ СОТР автоматического КА должна обеспечивать температурные условия для всего установленного оборудования и температур конструкции в требуемых гарантированных диапазонах. Указанное требование должно выполняться в любое время, при всех возможных режимах эксплуатации АМС; при всех наиболее жестких условиях, внешних воздействиях и деградациях, которым подвергается АМС в течение периода, начиная с предпусковой деятельности и на протяжении всех этапов эксплуатации до конца эксплуатационного срока службы; при эксплуатации во всех возможных режимах резервирования.
Требования к характеристикам СОТР для всех фаз миссии (т.е. программы штатного функционирования КА) должны быть специфицированными и согласованы с другими системами.
В рассматриваемых документах применяется понятие «термобалансные испытания» и «термовакуумные испытания». В известной степени эти испытания выступают аналогами ТВИ и ЭТВИ.
Результаты испытаний должны обрабатываться в количественной форме для возможности оценки характеристик при различных специфицированных испытательных условиях.
Отчет об испытаниях должен содержать полное изложение результатов испытаний, детализировать степень успеха в достижении целей испытаний утвержденных планов и спецификаций испытаний, а также включать в себя данные о работе имитаторов тепловых потоков, поле плотностей теплового потока от имитатора солнечного излучения, оценку погрешности измерения внешних тепловых потоков, температур элементов испытуемого изделия и других необходимых параметров. На основании оценки погрешности измерений может быть сделан вывод о реальных результатах испытаний, а с учетом их сравнения с результатами расчетов - о корректности тепловой аналитической модели и необходимости ее доработки. В отчет также включают встреченные проблемы и недостатки, описание принятых в ходе испытаний мер для решения возникших проблем.
Проведение испытаний документируется в журнале испытаний. Журнал испытаний должен идентифицировать персонал и содержать данные о времени проведения испытаний для возможности восстановления события в случае необходимости: время начала, время окончания, аномалии и любые виды прерывания испытаний, а также содержать краткое изложение результатов испытаний.
Результаты термобалансных испытаний считаются успешными, если:
-	условия испытаний соответствуют условиям, определенным техническим заданием (спецификацией);
-	уровни заданных воздействий соответствуют оговоренным (такие воздействия, как тепловыделение оборудования АМС, тепловыделение аккумуляторной батареи на теневых участках и др.);
383
7-4
-	все параметры (в том числе температуры, градиенты, равномерность) находятся внутри допустимого диапазона, в частности значения температуры, измеренные в точках, указанных в ТЗ (спецификации), располагаются в диапазоне предсказанных гарантированных температур;
-	отклонения между измеренным потреблением и вычисленным для нагревателей и охладителей должны быть внутри допуска по ТЗ (спецификации);
-	удовлетворительная степень соответствия между температурными измерениями и прогнозами по расчетной модели; степень соответствия задается в техническом задании (спецификации) и в программах испытаний.
холодный случай
минимальный расчетный уровень темпператур
минимальный гарантированный уровень температур
минимальный приемочный уровень температур
минимальный квалификационный уровень температур
qualification margin
acceptance margin
(TCS) predicted temperature range	uncertainties	|	
	calculated temp, range * (nominal worst cases)	
		
(TCS) design temperature range
(TCS) acceptance temperature range
(TCS) qualification temperature range
TSC perfomance
TSC requirement
Рисунок 7.18. Определение квалификационных и приемочных диапазонов температур согласно ГОСТ и стандарта ECSS-E-ST-31C
384
7-4
ГОСТ дает определение периодически применяемого термина «гарантированный температурный диапазон». Это прогнозируемая температура элементов конструкции, аппаратуры или оборудования при наихудших случаях летных условий плюс (для максимальной температуры) или минус (для минимальной температуры) неопределенности прогноза. Неопределенности прогноза делят на три группы:
А - (если тепловой режим обеспечивается пассивными средствами), неопределенность равна 10°С;
Б - (если тепловой режим обеспечивается нагревателями), неопределенность равна 5°С;
В - (если тепловой режим обеспечивается жидкостным контуром), неопределенность равна 3°С.
Схема распределения диапазона «квалификационных», «приемочных» и «расчетных» температур, принимаемая для оборудования показана на рисунке 7.18. Здесь же для сравнения показана схема из стандарта ECSS-E-ST-31C. Нетрудно увидеть, что концепция и терминология нашего ГОСТ отражает идею европейского ECSS. Последний, в свою очередь, является «калькой» с документов НАСА.
Наличие нескольких ГОСТ, которые по-своему интерпретируют методы испытаний СОТР и критерии их успешности, указывает на динамическое состояние так называемой «сложившейся практики». Кроме того, в рабочем порядке в тексты регламентирующих документов вносятся коррективы - тенденция на сближение ГОСТ.
Таким образом, вместе с выполнением требований, отражающих опыт и сложившуюся практику при испытаниях КА, следует не упускать из виду специфические и новые детали, а также стараться наполнять содержание проектных документов, которые являются уникальными для АМС, логикой и здравым смыслом.
385
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
Аванесов ГА., Мороз В.И. Ядро кометы Галлея // Наука и человечество. М.: Знание, 1988. С. 214-231.
Авелиов Я Л. Наполнители для теплопроводящих клеев // Клеи. Герметики. Технологии. 2005. № 8. С. 5-8.
Авдуевский В.С., Галицейский Б.М., Глебов ГА. и др. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике // Под ред. В.К. Кошкина. М.: Машиностроение, 1975. 624 с.
Агафонов П.П., Вертушкин В.К., Гладков А.А., Полянский Ю.О. Неравновесные физико-химические процессы в аэродинамике // Под ред. Г.И. Майкапара. М.: Машиностроение, 1972. 344 с.
Адрианов В.Н. Основы радиационного и сложного теплообмена. М.: Энергия, 1972.464 с.
Алексашкин С.Н., Иванков А.А., Финченко В.С. Анализ температурного состояния надувного тормозного устройства по результатам лётно-конструкторских испытаний спускаемого аппарата «Демонстратор-2Р» для определения версии его нештатного полёта // Тепловые процессы в технике. 2009. Т. 1, № 6. С. 253-258.
Алексашкин С.Н., Мартынов М.Б., Пичхадзе К.М., Финченко В. С. Результаты экспериментальной отработки спускаемой капсулы космического аппарата «Фобос-Грунт» для доставки грунта Фобоса на Землю // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2011. № 5. С. 3-10.
Алексашкин С.Н., Пичхадзе К.М., Финченко В.С. Принципы проектирования спускаемых в атмосферах планет аппаратов с надувными тормозными устройствами // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. № 2 (13). С. 4-11.
Алексеев В., Лебедев Л. За лунным камнем / под редакцией д.ф.-м.н. Г.С. Нариманова. М.: Машиностроение, 1972. 120 с.
Алексеев С.В., Аксенова И.В., Белокрылова В.В., Иванова Е.К, Колесникова Е.Н., Харитонова Е.В. Новая антибликовая экранно-вакуумная тепловая изоляция для космических аппаратов // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2015. № 4(30). С. 65-69.
Алифанов О.М., Иванков А.А., Нетелев А.В., Финченко В.С. Применение аэроу-пругих устройств с гибкой тепловой защитой для торможения аппаратов в атмосфере планеты // Тепловые процессы в технике. 2014. Т. 6, № 7. С. 301-307.
Алифанов О.М., Иванков А.А., Мордвинкин А.С., Финченко В.С., Шматов С.И. Аэротермодинамика космического спускаемого аппарата с аэроупругим тормозным устройством // Тепловые процессы в технике. 2015. Т. 7, № 5 С. 227-234.
Альтов В.В., Гуля В.М., Копяткевич Р.М., Мишин Г.С., Гончаров К.А., Кочетков А.Ю., Тулин Д.В., Шабарчин А.Ф. Тепловое проектирование и пофрагментная наземная отработка системы обеспечения теплового режима космического аппарата негерметичного исполнения на базе сотопанелей с тепловыми трубами // Космонавтика и ракетостроение. Изд. ЦНИИмаш, 2010. № 3(60). С. 33-41
Альтов В.В., Залетаев С.В. и др. Расчет теплового режима космических аппаратов в орбитальном полете. Пакет прикладных программ «Терм». Регистрационный №4151 от 18.10.2011 г. ФАП. ФГУП ЦНИИмаш.
386
Ананьев А.И., Борщев Ю.П., Квардаков М.Ю., Куркин С.Э., Севастьянов А. С., Шибалов М.В. Формирование сложнопрофильных деталей космических аппаратов методом селективного лазерного сплавления // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2017. № 1(35). С. 87-92.
Андрейчук О.Б., Малахов Н.Н. Тепловые испытания космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1982. 143 с.
Андриатис А.В. Численное исследование сверхзвукового осесимметричного обтекания затупленных тел спектрально излучающим газом. Дис. канд. физ.-мат. наук. М., 1987. 155 с.
Андриатис А.В., Утюжников С.В. Численное моделирование течений вязкого теплопроводного газа в ударном слое около затупленных тел большой длины с учетом реальных свойств среды и пространственного переноса излучения // Моделирование в механике. Новосибирск: 1988. Вып. 2, № 1. С. 3-10.
Аношко И.А., Ермаченко В.С., Жданок С.А., Румынский А.Н., Финченко В.С. Перспективы применения мощного холловского ускорителя плазмы для исследования и использования космического пространства // Материалы 2-го Белорусского космического конгресса 25-27.10.2005. Минск: ОИПИ НАН Беларуси, 2005. С. 23-27.
Аношко И.А., Ермаченко В.С., Жданок С.А., Сандригайло Л.Е., Смольский А.А., Финченко В.С. Моделирование натурных условий входа космического аппарата в атмосферу Земли //4-й Белорусский космический конгресс 27-29 октября 2009 г. Минск: Материалы конгресса. ОИПИ НАН Беларуси. Т. 1. С. 52-57.
Аношко И.А., Ермаченко В.С., Сандригайло Л.Е., Смольский А.А., Финченко В.С. Определение лучистого теплового потока в плазме торцевого холловского ускорителя // Тепловые процессы в технике. 2013. Т. 5, № 10. С. 457-462.
Аношко И.А., Ермаченко В.С., Пенязьков О.Г, Сандригайло Л.Е., Финченко В. С. Экспериментальная отработка тепловой защиты десантного модуля аппарата «ЭкзоМарс» // Тепловые процессы в технике. 2014. Т. 6, № 10. С. 475-480.
Аношко И.А., Ермаченко В.С., Пенязьков О.Г., Протасеня В.Г, Финченко В.С. О результатах испытаний некоторых теплозащитных материалов для системы тепловой защиты спускаемого аппарата в атмосферу Марса // Тепловые процессы в технике. 2017. T9, №2. С. 78-84.
Анфимов Н.А., Румынский А.Н. Лучисто-конвективный теплообмен и теплозащита космических аппаратов, спускаемых на поверхность Земли и других планет Солнечной системы // Проблемы механики и теплообмена в космической технике. М.: Машиностроение, 1982. С. 54-81.
Анфимов Н.А., Беда Г.А., Даниленко И.П., Золотарев С.Л., Фадеев В.А. Электро-дуговые газодинамические установки ЦНИИмаш. Схемы и методы испытаний // Космонавтика и ракетостроение. 1994. № 2. С. 33-46.
Анфимов Н.А., Губайдуллин В.Ш., Евич А.Ф.К 40-летию доставки с Луны на Землю образцов грунта и начала работы мобильной лунной исследовательской лаборатории «Луноход-1» // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2010. № 4. С. 22-26.
Апштейн Э.З., Пилюгин Н.Н., Севастьяненко В.Г, Тирский Г.А. Радиационный теплообмен при входе тел в атмосферу Земли и планет со сверхорбитальными скоростями // Итоги науки и техники. ВИНИТИ. Сер. Механика жидкости и газа. 1989. Т. 23.С. 116-236.
387
Афанасьев В.А., Барсуков В.С., Гофин М.Я. и др. Экспериментальная отработка космических летательных аппаратов // Под редакцией Н.В. Холодкова. М.: Изд-во МАИ, 1994.412 с.
Афанасов ИМ., Савченко Д.В., Ионов С.Г, Русаков Д.А., Селезнев А.Н., Авдеев В.В. Теплопроводность и механические свойства терморасширенного графита // Неорганические материалы. 2009. Т. 45, № 5. С. 540-544.
Бабышкин В.Е. Инновационный гидрометеорологический космический комплекс «Электро» нового поколения // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. № 1(12). С. 30-37.
Базилевский А.Т. Лаборатория планетологии ГЕОХИ РАН: Совместные работы с НПО им. С.А. Лавочкина // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. №4 (15). С. 53-63.
Бартеньев О.В. Современный Фортран. М.: Диалог, МИФИ, 2005. 388 с.
Басс Л.П., Волощенко А.М., Гермогенова ТА. Методы дискретных ординат в задачах о переносе излучения. М.: Изд-во ИПМ им. М.В. Келдыша АН СССР, 1986. 232 с.
Баула ГГ, Маркелова Т.В. Николаев В.М. Пластилин Ю.А. и др. Методические указания. Модель излучения высокотемпературных газовых объемов для расчета теплообмена летательных аппаратов // РД 50-256745.114-84. М.: Изд-во стандартов, 1984. 60 с.
Белоцерковский О.М. Обтекание симметричного профиля с отошедшей ударной волной // Прикл. матем. и механ. 1958. Т.22, № 2. С. 206-219.
Белоцерковский О.М., Чушкин П.И. Численный метод интегральных соотношений // Журн. вычислит, математики и мат. физики. 1962. Т. 2. С. 731-759.
Белоцерковский О.М., Булекбаев А., Грудницкий В.Г. Алгоритмы численных схем метода интегральных соотношений для расчета смешанных течений газа // Журн. вычислит. математики и мат. физики. 1966. Т. 6, № 6. С. 1064-1082.
Белоцерковский О.М., Булекбаев А., Голомазов М.М. и др. Обтекание затупленных тел сверхзвуковым потоком газа / Под ред. О.М. Белоцерковского. М.: Изд-во ВЦ АН СССР, 1967. 401 с.
Белоцерковский О.М., Осетрова С.Д., Фомин В.Н., Холодов А.С. Гиперзвуковое обтекание затупленных тел потоком излучающего газа // Журн. вычислит, математики и мат. физики. 1974. Т. 14, № 4. С. 992-1003.
Белоцерковский О.М., Голомазов М.М., Шабалин А.В. Исследование влияния сильного вдува газа с поверхности на гиперзвуковое обтекание затупленных тел // Журн. вычислит, математики и мат. физики. 1981. Т. 21, № 4. С. 1018-1030.
Белоцерковский О.М., Давыдов Ю.М. Метод крупных частиц в газовой динамике. М.: Наука, 1982. 329 с.
Белоцерковский О.М., Фомин В.Н. Обтекание и радиационный нагрев затупленных тел, движущихся под углами атаки а>0° // В кн.: Проблемы механики и теплообмена в космической технике. М.: Машиностроение, 1982. С. 26-36.
Биберман Л.М., Бронин С.Я., Брыкин М.В., Мнацаканян А.Х. Влияние газообразных продуктов разрушения теплозащитного покрытия на теплообмен в окрестности критической точки затупленного тела // Изв. АН СССР. Сер. МЖГ. 1978, № 3. С. 129-136.
388
Блох А.Г, Журавлёв Ю.А., Рыжов Л.Н. Теплообмен излучением: Справочник. М: Энергоатомиздат. 1991.432 с.
Большее С.А., Цаплин С.В. Математическое моделирование температурных полей оптической системы «Карат» космического аппарата // Труды Международной конференции «Научные и технологические эксперименты на автоматических космических аппаратах и малых спутниках» 2-5 сентября 2008. Самара. С. 56-67.
Бондаренко В.А., Устинов С.Н., Немыкин С.А.^ Финченко В.С. Система обеспечения теплового режима малых космических аппаратов // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2013. № 3 (19). С. 37-43.
Бондаренко В.А., Иванков А.А., Финченко В.С. Методология отработки теплозащиты спускаемого аппарата космического комплекса «Фобос-Грунт» и некоторые результаты испытаний образцов этой теплозащиты в обеспечение выбора её конструкции // Тепловые процессы в технике. 2009. Т. 1, № 3. С. 109-113.
Бондаренко В.А., Куперштейн В.Б. Обеспечение теплового режима десантного модуля космического аппарата «ЭкзоМарс-2018» // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2014. №2(23). С. 95-104.
Борисов В.М. К постановке задач газодинамики с учётом теплового излучения // Математическое моделирование аэротермохимических явлений. М.: ВЦ АН СССР, 1974. С. 40-60.
Борисов В.М., Иванков А.А. Расчет переноса лучистой энергии при гиперзвуковом обтекании затупленных тел с использованием Р1- и Р2- приближений метода сферических гармоник // Журн. вычислит, математ. и мат. физики. 1992. Т. 32, № 6. С. 952-966.
Борисов В.М., Иванков А.А., Финченко В.С. Расчет радиационных тепловых потоков у космических аппаратов при их полете в атмосфере Венеры // Журн. вычислит, математики и мат. физики 2002. Т. 42, № 5. С. 718-728.
Борисов В.М., Голомазов М.М., Иванков А.А., Финченко В.С. Расчет лучистого теплообмена в задачах обтекания тел с учетом потери массы теплозащитного покрытия // Изв. РАН. МЖГ, 2004. № 4. С. 143-151.
Борисов В.М., Иванков А.А. Расчет радиационных тепловых потоков с учетом сильного вдува при входе космических аппаратов в атмосферу Венеры // Журн. вычислит. математики и мат. физики. 2005. Т. 45, № 6. С. 1081-1091.
Борисов В.М., Иванков А.А. Применение Pi и Р2-приближений метода сферических гармоник к расчету лучистого теплообмена с учетом сильного вдува с поверхности тел при движении в атмосфере Юпитера // Журн. вычислит, математики и мат. физики. 2006. Т. 46, № 9. С. 1691-1702.
Боярчук А.А. Астрофизические исследования на космической станции «Астрон». М.: Наука, 1994.415 с.
Бронштэн В.А. Планета Марс. М.: Наука; Главная редакция физ.-мат. литературы, 1977. 98 с.
Бугров В.Е. Марсианский проект С.П. Королева, 2-е изд., пересмотр, и доп. М.: Фонд «Русские витязи», 2009. 316 с.
Буланов ИМ., Беседина М.Н., Мнацаканов А.М., Петросян Л.В., Смердов А.А., Таирова Л.П., Финченко В.С., Цвелёв В.М., Петров Ю.А. Анализ результатов испытания энергопоглощающих материалов для спускаемого аппарата «Фобос-Грунт» // Акту
389
альные вопросы проектирования космических систем и комплексов: сб. науч, трудов. М.: Полиграф-Информ, 2009. Вып. 7. С. 457-461.
Вениаминов С.С., Червонов А.М. Космический мусор угроза человечеству. М.: ИКИ РАН, 2012. 190 с.
Вертушкин В.К. Обтекание сферы сверхзвуковым потоком воздуха с учётом равновесного излучения // Космические исследования. 1966. Т. 4, № 1. С. 162-164.
Власов В.И, Горшков А.Б., Залогин Г.Н., Землянский Б.А. и др. Руководство для конструкторов. Конвективный теплообмен изделий РКТ / Под ред. Б.А. Землянского. Королев: ЦНИИмаш, 2010. 397 с.
Гинзбург И.П. Аэрогазодинамика. М.: Высшая школа, 1966. 404 с.
Гладких С.И., Дворецкий А.Э., Вялов А.И. Новые клеи разработки ОАО «Композит» для изделий ракетно-космической техники // Новости материаловедения. Наука и техника. 2016. № 2(20). С. 50-56.
Годунов С.К., Рябенький В.С. Разностные схемы. М.: Наука, 1973. 400 с.
Голомазов М.М. Исследование сверхзвукового обтекания сегментальных и конических тел с учетом химических реакций // Журн. вычислит, математ. и мат. физики. 2005. Т. 45, № 11. С. 2074-2080.
Голомазов М.М., Иванков А.А., Финченко В. С., Литвинов И.А., Литвинов Л.А. Численное моделирование обтекания спускаемых аппаратов при входе в атмосферу планеты // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2011. № 4. С. 42-53.
Голомазов М.М., Финченко В.С., Иванков А.А., Шматов С.И. Пакет программ для системы автоматизированного аэродинамического проектирования спускаемых в атмосферах планет аппаратов //Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2011. № 2. С. 20-25.
Голомазов М.М., Финченко В.С. Аэродинамическое проектирование спускаемого аппарата в атмосфере Марса по проекту «ЭкзоМарс» // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2013. № 4. С. 40-46.
Голомазов М.М., Иванков А.А. Расчетно-теоретическое исследование воздействия атмосферы Марса на десантный модуль проекта «ЭКЗОМАРС-2018» при аэродинамическом торможении // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2015. № 2. С. 26-35.
Голомазов М.М., Иванков А.А. Численное исследование влияния частиц атмосферы Марса на конструкцию теплозащиты десантного модуля «ЭкзоМарс-2» // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2016. № 2(32). С. 11-21.
Гончаров К.А, Головин О.А., Кочетков А.Ю., Балыкин М.А., Коржов КН., Панин Ю.В. О методах регулирования контурной тепловой трубы внешним тепловым воздействием // Вестник ФГУП им. С.А. Лавочкина. 2011. № 1 (12). С. 3-8.
Гончаров К.А., Тулин Д.В. Фобос-Грунт Проект космической экспедиции. НПО им. С.А. Лавочкина, ИКИ РАН.Т.1. 2011. М.: с. 209-225.
Гордиенко Е.С., Ивашкин В.В., Симонов А.В. Анализ устойчивости орбит искусственных спутников Луны и выбор конфигурации лунной навигационной спутниковой системы // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2016, № 4(34). С. 40-54.
Горшков А.Б., Пугачев В.А., В.С. Финченко. Аэротермодинамические параметров десантного модуля проекта «ЭкзоМарс» при спуске в атмосфере Марса // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2014. № 2(23). С. 84-90.
390
Горский В.В. Теоретические основы расчета абляционной тепловой защиты. М.: Научный мир, 2015. 688 с.
ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. 1982.07.01.
ГОСТ 19783-74. Паста кремнийорганическая теплопроводная. Технические условия. Дата введения 01.01.1975. 10 с.
ГОСТ 21789-76. Нагреватели электрические стеклопластиковые тонкослойные плоские на напряжение 220 и 27 В. Конструкция и размеры. Дата введения 01.01.1977. Юс.
ГОСТ 19689-80*. Нагреватели электрические стеклопластиковые тонкослойные. Общие технические условия. Дата введения 01.01.1982.
Гувернюк С.В., Зубков А.Ф., Пичхадзе К.М., Финченко В.С., Швец А.И. Сверхзвуковое обтекание тел малого удлинения // Вестник Московского университета. Сер. 1. Математика, механика. 2009. № 5. С. 69-71.
Гувернюк С.В., Симоненко М.М., Финченко В.С., Чулюнин А.Ю. Экспериментальное и расчётное определение аэродинамических и тепловых нагрузок на лобовой экран спускаемого марсианского аппарата // Тезисы докладов на восьмом международном аэрокосмическом конгрессе 1АС’15. 28-31 августа 2015. С. 57-58.
Дан П.Д., РейД.А. Тепловые трубы / Пер. с англ. М.: Энергия, 1979.
Демьяненко Д.Б., Дудырев А.С., Ефанов В.В., Страхов И.Г, Цымбал М.Н. Пиротехнические временные устройства для объектов космической техники // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2012, № 3 (14). С. 35-39.
Долгополов В.П., Пичхадзе КМ., Суханов КГ. Проект «ВЕГА» - космическая экспедиция к Венере и комете Галлея // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2011, № 5. С. 41-50.
Ефанов В.В., Долгополов В.П. От исследования к освоению (К 50-летию космических аппаратов Луна-9 и Луна 10) // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2016. № 4 (34). С. 3-8.
Ефанов В.В. Многофункциональная космическая платформа «Навигатор» / под ред. С.А. Лемешевского. Химки: Изд. ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина, 2017. 369 с.
Ефанов В.В., Мартынов М.Б., Карчаев Х.Ж. Летательные аппараты НПО им. С.А. Лавочкина (к 80-летию предприятия) // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2017, №2/36. С. 5-16.
Ефремова Т.Н., Луженков В.В., Устинов С.Н., Финченко В.С. Об устройстве и алгоритме управления СОТР ИСЗ «Прогноз-М2» при прохождении теней Земли: сб. научи. трудов. М.: Блок-Информ-Экспресс, 2000. Вып. 2. С. 97-100.
Жаков А.М. Основы космонавтики. СПб.: Политехника, 2000. 173 с.
Загорских В.И., Кузин Е.Н., Ефанов В.В. Замедлители детонационных команд баллистического типа миллисекундного диапазона // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2017. №2(32). С. 47-53.
Залогин Г.Н., Землянский Б.А., Кнотько В.Б., Лунев В.В., Мурзинов И.Н., Румынский А.Н. Высокочастотный плазмотрон-установка для исследований аэрофизиче-ских проблем с использованием высокоэнтальпийных газовых потоков // Космонавтика и ракетостроение. 1994. № 2, С. 22-32.
Зеленый Л.М., Захаров А.В. Проект «Фобос-Грунт»: приборы для научных исследований // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2011, № 3 С. 31-34.
391
Зеленый Л.М., Захаров А.В., Полищук ГМ., Мартынов М.Б. (2010) Проект экспедиции к Фобосу // Астрономический вестник. Исследования Солнечной системы. 2010. Т. 44, № 1.С. 17-28.
Зеленый Л.М. Зайцев Ю.И. Проект «ВЕГА»: Как это было // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2015. № 3 (29). С. 94-102.
Зеленый Л.М., Ксанфомалити Л.В. От миссии «ВЕГА» у кометы Галлея к миссии «Розета» у кометы 67Р /Чурюмова-Герасименко // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2015, №3(29). С. 81-93.
Зигель В, Хауэлл Дж. Теплообмен излучением. М: Из-во: «Мир», 1975. 934 с.
Золотарев В.Ю., Котляров Е.Ю., Финченко В.С., Тулин Д.В. Гибридная система терморегулирования посадочного лунного модуля на базе жидкостного контура с механическим насосом // Вестник ТГУ. Математика и механика. 2014. № 5 (31). С. 83-93.
Иванков А.А. Расчет теплового режима элементов конструкции на участке выведения TREK1. Описание программы. К85.53000-01 13 01. НПОЛ, 1994. 93 с.
Иванков А.А. Численное моделирование тепломассообмена для проектирования теплозащиты космических спускаемых аппаратов // Полет. 2011. № 9. С. 3-11.
Иванков А.А., Финченко В. С. Аэротермодинамика спускаемого аппарата космического комплекса «Фобос-Грунт» и весовая оценка его теплозащиты различной конструкции // Тепловые процессы в технике. 2009. Т. 1, № ЕС. 16-19.
Иванков А.А. Исследование поля течения возле затупленных тел с учётом переноса тепла излучением // Математические методы управления и обработки информации. М.: Изд-во МФТИ, 1982. С. 82-88*.
Иванков А.А. Численное исследование лучистого теплообмена в задачах гиперзвукового обтекания затупленных тел: дис. канд. физ.-мат. наук. М., 1988. 127 с.
Иванков А.А. Исследование влияния сильного вдува на поле течения и лучистый теплообмен при гиперзвуковом обтекании тел // Актуальные вопросы проектирования космических систем и комплексов: сб. науч, трудов. М.: Блок-Информ-Экспресс, 2005. Вып. 6. С. 364-375.
Иванков А.А. О численном решении задачи прогрева многослойной теплозащиты спускаемого аппарата с учетом уноса массы внешних и внутренних сдоев покрытия // Журнал вычислит, математики и мат. физики. 2005. Т. 45, № 7. С. 1279-1288.
Иванков А.А. Об одном методе расчета сильного вдува с поверхности затупленных тел при гиперболических скоростях входа в атмосферы планет // Изв. РАН. МЖГ. 2006. № ЕС. 149-159.
Иванков А.А. О тепловой защите аппарата в условиях интенсивного лучистого нагрева и сильного вдува продуктов разрушения с поверхности при входе в атмосферу планеты // Актуальные вопросы проектирования космических систем и комплексов: сб. науч, трудов. М.: Полиграф-Информ. 2009. Вып. 7. С. 201-212.
Иванков А.А. Численное моделирование тепломассообмена для проектирования теплозащиты космических спускаемых аппаратов // Полет. 2011. № 9. С. 3-11.
Иванков А.А. Численное исследование влияния фильтрации газообразных продуктов термического разложения на теплозащиту спускаемых аппаратов // Тепловые процессы в технике. 2012. Т. 4, № 8. С. 368-375.
Иванков А.А. Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ №2009614632 РФ. Расчетное определение тепломассообмена при проектировании
392
космических спускаемых аппаратов / ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина» (RU); Заявка: № 2009613552; 09.07.2009; Зарегистрировано в Реестре программ для ЭВМ: 31.08.2009.
Иванков А.А., Финченко В.С. Численное исследование теплового разрушения метеорита «Челябинск» при входе в атмосферу Земли // Компьютерные исследования и моделирование. 2013. Т. 5, № 6. С. 941-956.
Иванов А.В., Назаров М.А. Исследование образцов реголита, доставленных автоматическими станциями серии Луна // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. № 4 (15) С. 42-52.
Казмерчук П.В., Мартынов М.Б., Москатинъев И.В., Сысоев В.К., Юдин А.Д. Космическая станция «ЛУНА-25» основа новых исследований Луны // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2016. № 4 (34). С. 9-19.
Карягин В. И., Ковтуненко В.М., Кремнев Р.С., Кузнецов В.В., Пичхадзе К.М., Скловская И.А., Финченко В.С., Ярошевский В.А. Аэродинамика и динамика спускаемых станций «Венера-11» и «Венера-12» // Космические исследования. 1979. Т. XVII, вып. 5. С. 661-669.
Коган М.Н. Динамика разреженного газа. М.: Наука, 1967. 440 с.
Космические аппараты / Под общ. ред. К.П. Феоктистова. М.: Воениздат, 1983. 319с.
Космический полет НПО им. С.А. Лавочкина. Под общ. ред. д.т.н., профессора К.М. Пичхадзе и д.т.н., профессора В.В. Ефанова. 2-е изд. перераб. и доп. М.: Изд. МАИ-ПРИНТ, 2010. 692 с.
Костузик А.А., Румынский А.Н. Лучистый теплообмен в ударном слое при пространственном обтекании затупленных тел // Журн. вычислит, математики и мат. физики. 1984. Т. 24, № 3. С. 435-444.
Котляров Е.Ю. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля ЛУНА-ГЛОБ и расчетный анализ оптимальных рабочих параметров радиационного теплообменника // Тепловые процессы в технике. 2014. Т. 6, №4. С. 164-178.
Котляров Е.Ю., Луженков В.В., Мартынов М.Б., Рыженко А.П., Устинов С.Н. Космический аппарат для проведения исследований при наличии солнечных потоков повышенной плотности // Патент на изобретение RU № 2577288 С1 МПК В64 1/10. Зарегистрирован в Государственном реестре изобретений РФ 12.02.2016.
Котомин А.А., Ефанов В.В., Душенок С.А., Козлов А.С., Трапезников М.А., Бре-шев Е.Н., Горовцов В.В. Регулирование детонационной способности взрывчатых материалов, применяемых в системах разделения космических аппаратов // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. № 2. С. 12-18.
Кудрявцев Л.Д. Курс математического анализа. В 3-х т. М.: Высшая школа, 1988. Т. 1, 712 с.; Т. 2, 576 с.; 1989. Т. 3, 352 с.
Кузьмин А.Д. Планета Венера. М.: Наука; Главная редакция физ.-мат. литературы. 1981. 96 с.
Лаборатория криотермовакуумных испытаний / ОАО «НПО «МОЛНИЯ» [Электронный ресурс]: www.npomolnija.ru/kriotermlab.php (дата обращения 20.12.2017).
393
Лебедев В.И., Фомин В.Н. Обтекание затупленных тел гиперзвуковым потоком газа с учётом селективного излучения и поглощения энергии // Журн. вычислит, математики и мат. физики. 1969. Т. 9, № 3. С. 655-663.
Лемешевский С.А., С.А. Графодатский О.С., Карчаев Х.Ж., Воронцов В.А. Космические аппараты для контактных исследований планета Венера. Опыт и перспектива (к 80-летию НПО имени С.А. Лавочкина и 50-летию космического аппарата ВЕНЕРА-4) // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2017, № 2 (36). С. 52-58.
Лихачев В.Н., Сихуралидзе Ю.Г., Федотов В.П. Этап основного торможения для выполнения мягкой посадки на поверхность Луны как один из видов коррекции траектории // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. № 5. С. 27-33.
Лойцянский Л.Г. Ламинарный пограничный слой. М.: Физматгиз, 1962. 472 с.
Луженков В.В. Система обеспечения теплового режима многофункционального разгонного блока «Фрегат» // Тепловые процессы в технике. 2011. Т. 3, № 2. С. 89-96.
Луженков В.В., Игнатенко А.П. Система обеспечения теплового режима межорбитального космического буксира «Фрегат» // Вестник ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина». 2014. № 1(22). С. 37-40.
Лунёв В.В. Течения реальных газов с большими скоростями. М.: Физматлит, 2007. 760 с.
Магомедов К.М., Холодов А. С. О построении разностных схем для уравнений гиперболического типа на основе характеристических соотношений // Журн. вычислит, математики и мат. физики. 1969. Т. 9, № 2. С. 373-386.
Малоземов В.В., Рожнов В.Ф., Правецкий В.Н. Системы жизнеобеспечения экипажей летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1986. 584 с.
Малоземов В.В., Кудрявцева Н.С. Системы терморегулирования космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1995. 182 с.
Маринин И. Первый «Меридиан» // Новости Космонавтики. 2007. № 2.
Маров М.Я., Большаков В.Д., Кремнев Р.С.,Аким Э.Л., Шингарева КБ. и др. Атлас планет земной группы и их спутников. М.: Изд-во «МИИГАиК», 1992. 208 с.
Маров М.Я. Космический аппарат «Фобос-Грунт» основа перспективных российских планетных экспедиций // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2011. № 3. С. 49-52.
Маров М.Я. Планеты Солнечной системы. 2-е изд. М.: Наука, 1986. 320 с.
Маров М.Я., Хантресс УТ. Советские роботы в Солнечной системе. Технологии и открытия. М.: Физматлит, 2013. 612 с.
Мартынов М.Б. Основные принципы создания космического комплекса «Фобос-Грунт» // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2011. № 3 С. 53-58.
Мартынов М.Б., Тулин Д.В., Устинов С.Н., Бондаренко В.А., Рябов А.М., Котляров Е.Ю., Серов Г.П., Долгополов В.П., Гончаров К.А. Система терморегулирования приборного отсека посадочного лунного модуля // Патент РФ № 2487063, B64G1/50. 25.08.2011.
Меркулов И.А. Полет ракет в мировое пространство. М.: Изд-во ДОСААФ, 1958. 88 с.
Минчин С.Н., Улубеков А.Т. Земля космос Луна. М.: Машиностроение, 1972. 144 с.
Михеев М.А., Михееева И.М. Основы теплопередачи. М: Из-во «Энергия», 1977. 344 с.
Мороз В.И, Хантресс В.Т., Шевалев И.Л. Планетные экспедиции XX века // Космические исследования. 2002. Т. 40, № 5. С. 451-481
Мурзин С.В. Введение в физику космических лучей. М.: Атомиздат, 1979. 304 с.
394
Новая иллюстрированная энциклопедия. М.: Научное издательство Большая Российская энциклопедия, 2006. Т. 11. Статья «Марс». С. 88.
Новая иллюстрированная энциклопедия. М.: Научное издательство Большая Российская энциклопедия, 2006. Т. 3. Статья «Венера». С. 231.
Новое выдающееся достижение советской космонавтики // Вестник Академии наук СССР. 1970. № 10. С. 3-11.
ОСТ-92-1389-83. Изоляция тепловая экранно-вакуумная. Марки и технические требования. 1983. 29 с.
Передвижная лаборатория на Луне «Луноход-1» / Отв. ред. академик А.П. Виноградов. М.: Изд-во «Наука», 1971. 128 с.
Петрова А.П., Валецкий П.М. Полиуретановые клеи на основе карборансодержащих соединений // Клеи. Герметики. Технологии. 2005. № 3. С. 2-5.
Петрова А.П. Фенольно-каучуковые карборансодержащие клеи // Клеи. Герметики. Технологии. 2006. № 11. С. 3-4.
Петрова А.П., Лукина Н.Ф., Донской А.А. Клеи и герметики для авиастроения // Все материалы: Энциклопедический справочник. № 7. М.: Физматлит, 2007. 760 с.
Петров ЕЯ. Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей его среды. М.: Машиностроение, 1971. 382 с.
Петросян Л.В., Мнацаканов А.М., Финченко В.С. Методика расчёта нагружения спускаемого аппарата (СА) типа «Фобос-Грунт» при посадке его на Землю // Актуальные вопросы проектирования космических систем и комплексов: сб. науч, трудов. М.: Полиграф-Информ, 2009. Вып. 7. С. 462-466.
Пилюгин Н.Н., Тирский Г.А. Динамика ионизованного излучающего газа. М.: Изд-во МГУ, 1989. 312 с.
Пичхадзе К.М., Шевалев И.Л. К 75-летию «НПО им. С.А. Лавочкина». Основные вехи истории // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. № 4 (15). С. 7-23.
Платов И.В., Симонов А.В., Константинов М.С. Особенности разработки комбинированной двигательной установки и схемы полета космического аппарата «Интер-гелио-зонд» // Вестник СибГАУ. 2015. Т. 16, № 1. С. 198-206.
Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б. Тепловая защита. М.: Энергия, 1976. 391 с.
Полищук ГМ., Пичхадзе КМ., Моишеев А.А., Кудряшов В.А., Скрябин М.И., Поляков А.Б. Космический модуль // Патент РФ № 2388664 на изобретение. Приоритет от 27.12.2007 года. Срок действия 20 лет. Патентообладатель ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина».
Полищук Г.М., Пичхадзе К.М., Ефанов В.В., Мартынов М.Б. Космические модули «ФОБОС-ГРУНТ» для перспективных межпланетных станций // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2009. № 2. С. 3-7.
Расчет теплового режима космического аппарата с газоциркуляционной системой терморегулирования. Фортран-IV. ЕС-1050. Описание программы. НПО им. С.А.Лавочкина. 1984.
РД 92-0215-2014 Нормативный документ по стандартизации РКТ. Методические указания. Расчет поглощенных тепловых потоков поверхностью космического аппарата. 2014. 139 с.
Руководство для конструкторов. Конвективный теплообмен изделий РКТ / Под ред. Б.А. Землянского. Королев: ЦНИИмаш, 2010. 397 с.
395
Руководство для конструкторов по обеспечению тепловых режимов. Том 1. Расчёт внешних тепловых нагрузок и лучистого теплообмена КА. Гонти-1. 1992.
Румынский А.Н., Чуркин В.Н. Обтекание затупленных тел гиперзвуковым потоком вязкого излучающего газа // Журн. вычислит, математики и мат. физики. 1974. Т. 14, №6. С. 1553-1570.
Сагдеев Р.З. Стартуем к Марсу // Наука и жизнь. 1988. № 5. С. 2-4.
Самарский А.А., Попов Ю.П. Разностные методы решения задач газовой динамики. 2-е изд., перераб. и доп. М.: Наука, 1980. 352 с.
Селиванов А.С. ОАО «Российские космические системы» и создание ракетно-космической техники научного назначения // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. №4(15). С. 127-134.
Сивков С.И. Методы расчета характеристик солнечной радиации. Л.: Гидрометеорологическое изд, 1968. 232 с.
Сивухин Д.В. Термодинамика и молекулярная физика. М.: Наука, 1990. 591 с.
Симонов А.В., Морской И.М., Степанъянц В.А., Тучин А.Г. Баллистическая схема полета «Фобос-Грунт» // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2011. № 3. С. 66-73.
Скотников А.П., Скотников В.П., Фомин В.Н. Расчёт обтекания затупленных тел с учётом излучения // Журн. вычислит, математики и мат. физики. 1983. Т. 23, № 5. С. 1205-1213.
События в околоземном космическом пространстве. ЦНИИмаш. 2015. Выпуск 5(60). 42 с.
Суржиков С.Т. Тепловое излучение газов и плазмы. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2004. 544 с.
Суржиков С.Т. О современном этапе развития компьютерной аэрофизики марсианских спускаемых аппаратов // Труды XXXII академических чтений по космонавтике. Москва, январь-февраль 2008 г. М.: Комиссия РАН, 2008. С. 465-466.
Тамкович ГМ. Завершена ли программа «Фобос»? // Земля и люди. 1989. №5. С. 3-9.
Тарасов Е.В. Космонавтика. М.: Машиностроение, 1977. 216 с.
Тепловакуумные испытания / ФКП «НИЦ РКП» [Электронный ресурс]: www.nic-rkp.ru/view.asp?obj_name=servises_thermal_vacuum_tests (дата обращения 20.12.2017).
Тимофеев А.Н., Асюшкин В.А., Грешилов П.А. Цвелев В.М. Уникальный упрочни-тель борное волокно и его применение в космических конструкциях // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2013. № 5 (21). С. 60-63.
Тихонов А.Н., Самарский А.А. Уравнения математической физики. М.: Наука, 1977. 736 с.
Тулин Д.В., Финченко В.С. Теоретико-экспериментальные методы проектирования систем обеспечения теплового режима космических аппаратов // Проектирование автоматических космических аппаратов для фундаментальных научных исследований: монография / Сост. В.В. Ефанов; под ред. В.В. Хартова, К.М. Пичхадзе. В 3-х т. М.: МАИПРИНТ, 2014. Т. 3. С. 1320-1437.
Усачев В.Е., Ежов А. С., Симонов А.В. Оптимизация межпланетных траекторий перелета в ближайшее околосолнечное пространство // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. №5. С. 19-26.
396
Федоров А.В. Основы устройства ракетно-космических комплексов: учеб, пособие. 2012. 243 с.
Филатъев А.С., Финченко В.С. ЦАГИ и НПО им. С.А. Лавочкина соприкасающиеся параллели науки и техники // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. № 4. С. 108-116.
Финченко В. С. Аэротермодинамические исследования тепловой защиты надувных тормозных устройств спускаемых аппаратов // Полет. 2004. № 7. С .56-60.
Финченко В. С. Тепловая защита дополнительных надувных тормозных устройств аппаратов, движущихся в атмосфере // Тепловые процессы в технике. 2009. Т. 1, № 8. С. 343-348.
Финченко В.С., Устинов С.Н., Бондаренко В.А., Акимов А.И. Анализ испытаний теплозащиты спускаемого аппарата «Фобос-Грунт» // Актуальные вопросы проектирования космических систем и комплексов: сб. науч, трудов. М.: Полиграф-Информ, 2009. Вып. 7. С. 448-456.
Финченко В.С., Шматов С.И. Методика оперативного расчёта силового воздействия разреженной атмосферы на космические аппараты // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. № 3. С. 40-47.
Финченко В.С., Иванков А.А., Шматов С.И., Мордвинкин А. Предварительные результаты расчетных и экспериментальных исследований основных параметров аэротермодинамики десантного модуля проекта «ЭкзоМарс» // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2014. № 2(23). С. 65-75.
Финченко В.С., Устинов С.Н., Луженков В.В., Котляров Е.Ю., Еремин И.В., Ты-рышкин ИМ. К вопросу об изменении углового положения панели СБ с целью обеспечения ее теплового режима, применительно к КА Интергелиозонд // Тепловые процессы в технике. 2014. Т.6, № 7. С. 308-316.
Финченко В.С., ПичхадзеК.М., Алексашкин С.И., Острешко Б.А. Трансформируемые аппараты, спускаемые в атмосферах планет // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2015. № 2 (28). С. 4-13.
ФОБОС-ГРУНТ. Проект космической экспедиции. Научное издание в 2-х томах. Т. 1. Изд. ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина Роскосмоса. Учреждение Российской Академии наук Институт космических исследований РАН / Авторы-составители: В.В. Ефанов, А.В. Захаров. 2011. 237 с.
Фомин В.Н. Обтекание затупленных тел гиперзвуковым потоком газа с учётом излучения // Журн. вычислит, математики и мат. физики. 1966. Т. 6. С. 714-726.
Хартов В.В., Мартынов М.Б., Зеленый Л.М. Космическая программа исследований планет и малых тел Солнечной системы: принципы формирования; концепция технической реализации // Полет. 2011. № 14. С. 107-119.
Хартов В.В. Новый этап создания автоматических космических аппаратов для фундаментальных научных исследований // Вестник ФГУП им. С.А. Лавочкина. 2011. №3. С. 3-10.
Хартов В.В., Мартынов М.Б.,Лукьянчиков А.В., Алексашкин С.И Проектная концепция десантного модуля «ЭкзоМарс-2018, создаваемого НПО им. С.А. Лавочкина // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2014. № 2. С. 5-12.
397
Хартов В.В. От исследований к освоению ресурсов Луны. Вчера и завтра (к 50-летию космической деятельности НПО им. С.А. Лавочкина) // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2015. № 3 (29). С. 8-13.
Цаплин С.В., Большее С.А, Романов А.Е. Теплообмен в космосе. Самара: Из-во «Самарский университет», 2013. 53 с.
Циолковский К.Э. Труды по космонавтике. М.: Машиностроение, 1967.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. 2-е изд. М.: Машиностроение, 1999. 416 с.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. Лунная гонка. 2-е изд. М.: Машиностроение, 1999. 538 с.
Четверушкин Б.Н. Численное решение спектральной задачи о прогреве падающим извне излучением вещества // Журнал прикл. мех. и техн, физики. 1971. № 2. С. 48-53.
Чёрный И. Космический мусор и его коллеги // Новости космонавтики, 2014. № 10.
Чи С. Тепловые трубы: теория и практика / Пер. с англ. В.Я. Сидорова. М.: Машиностроение, 1981. 207 с.
Чушкин П.И. Метод характеристик для пространственных сверхзвуковых течений. М.: Изд-во ВЦ АН СССР, 1968. 122 с.
Шаф С.А. Динамика разреженного газа //В кн.: Современные проблемы газовой динамики. М.: Мир, 1971. С. 245-267.
Шаф С.А., Шамбре П.А. Течение разреженных газов // В кн.: Основы газовой динамики. М.: Изд-во Иностранной литературы, 1963. С. 637-688.
Шесть лет и вся жизнь конструктора ГН. Бабакина / Автор-сост. И.Л. Шевалев; гл. редактор Г.Г. Карвовский. М.: Арт-Бизнес-Центр, 2004. 448 с.
Ширшаков А.Е., Новичков В.М., Савкин Л.В., Макаров А.С. Расширение функциональных возможностей системы контроля и диагностики бортового комплекса управления космического аппарата за счет встроенных реконфигурируемых вычислительных структур // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2015. № 2 (28). С. 45-51.
Шкловский И.С. Физика солнечной короны. 2-е изд., перераб. и доп. М.: Физмат-гиз, 1962. 516 с.
Штернфельд А.А. Введение в космонавтику. Изд. 2-е. М.: Наука, 1974. 240 с.
Юревич Ф.Б., Ермаченко В.С. и др. Исследование теплообмена в потоке плазмы торцевого холловского ускорителя // ИФК, 1989. Т.57, № 3. С. 47-52.
Якуш ГН. Занимательная география. Минск: «Народная Асвета», 1974. 208 с.
Aleksashkin S.N., Martynov М.В., Pichkhadze K.M., Finchenko KS. Results Integrated of Development Tests of the Phobos-Grunt Spacecraft’s Descent Module Intended to Deliver Phobos Soil Samples to Earth // Solar System Research, 2012, Vol. 46, No. 7, P. 500-510.
Alexashkin S.N., Pichkhadze K.M., Finchenko KS. Design Principles of Descent Vehicles with an Inflatable Braking Device // Solar System Research, 2013, Vol. 47, No. 7, P. 491-498.
Cauchon D.L. Radiative heating results from the Fire II flight experiment at a reentry velocity of 11,4 kilometers per second, NASA ТМ X 1402, 1967.
Finchenko V. Methodology of a Thermal Protection Design for the Descent Modules Inflatable Braking Device // Jom. Space Technology. 2004. Vol. 24, No. 2-3. P. 149-155.
Johnston CO., Hollis B.R., Sutton K. Nonequilibrium stagnation-line radiative heating for Fire II // AIAA Paper 2007-3908, 2007.
398
Marraffa L., KassingD., Baglioni P, Wilde D., Pichkhadze K., Finchenko V. Inflatable Re-Entry Technologies: Flight Demonstration and Future Prospects // ESA Bulletin. 2000.103, August. P. 78-85.
Millour E., Forget F, Lewis S.R. Mars Climate Database v.5.1. User Manual. (ESTEC Contract 11369/95/NL/JG «Mars Climate Database and Physical Models»). [Электронный ресурс]. Систем, требования: Adobe Acrobat Reader. URL: http:www-mars.lmd.jussieu. fr (дата обращения 01.01.2018)
Pichkhadze K.M., Rodimov R.Yu., Terterashvili A.V, Finchenko PS., Ganiev Y.H., Zolotarev S.L. Experimental Checking of Martian Penetrator Design Parameters with Using of the Ground Development Equipments / Proceeding of the 3-th International Conference on Experimental Fluid Mechanics, 3-6 June, 1997. Korolev, Russia. P. 197-202.
Polishchuk G.M., Pichkhadze K.M., Efanov V.V., Martynov M.B. Space modules of Phobos-Grunt complex for prospective interplanetary stations // Solar System Research. 2011. Vol. 45, №7. P. 589-592.
399
ISBN 978-5-905646-11-9
9 785905 646119
научное издание
Финченко Валерий Семёнович, Котляров Евгений Юрьевич, Иванков Александр Андреевич
СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМОВ АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ
подписано в печать 22.06.18 бумага мелованная формат 70x100 1/16 печать офсетная усл. печ. л. 25 тираж 500 экз.
издатель - АО «НПО Лавочкина»
отпечатано с готового оригинал-макета в типографии ООО «СИНТЕРИЯ» 109316, город Москва, проспект Волгоградский, д. 43, корп. 3