Author: Толяренко Н.В.
Tags: авиация проектирование космические аппараты орбитальные станции
Year: 1994
Text
M°CKBA
19 9 4
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
ПО ВЫСШЕМУ ОБРАЗОВАНИЮ
МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)
Н.В. ТОЛЯРЕНКО
ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ОРБИТАЛЬНЫХ СТАНЦИЙ
Учебное пособие
Утверждено
на заседании редсовета
14 марта 1994 г.
Москва
Издательство МАИ
1994
Толяренко Н.В. Основы проектирования орбитальных станций.
Учебное пособие. — М.: Изд-во МАИ, 1994. — 64 с.: ил.
Содержится методический и справочный материал для выпол-
нения курсовых, а также дипломных работ и проектов пилотиру-
емых космических аппаратов. Излагаются методы проектирова-
ния, ориентированные на использование персональных ЭВМ для
проектных расчетов, принятия проектных решений и создания об-
лика ОКС.
Для студентов, специализирующихся в области разработки,
производства и эксплуатации пилотируемых космических аппара-
тов.
Рецензенты: В.Е. Миненко, С.К. Шаевич
Тем. план 1995, поз. 99
Толяренко Николай Владимирович
ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ОРБИТАЛЬНЫХ СТАНЦИЙ
Редактор Р.Н. Фурсова
Техн, редактор В.Н. Горячева
Сдано в набор 22.04.94. Подписано в печать 03.11.94 .
Бум. офсетная. Формат 60x84 1/16. Печать офсетная
Усл. печ. л. 3,72. Уч.-изд. л. 5,00. Тираж 500
Зак. MOflWS- С 152.
Типография издательства МАИ
125871, Москва, Волоколамское шоссе, 4
ISBN 5 - 7035 - 1275 -1
© Московский авиационный институт, 1994
ПРЕДИСЛОВИЕ
Современные тенденции развития пилотируемых аппаратов харак-
теризуются переходом на четвертое поколение орбитальных космиче-
ских станция (ОКС) многомодульной сборной конструкции с эффек-
тивным ресурсом 20 и более лет, создаваемых в рамках широкой между-
народной кооперации.
Переход на блочно-модульное построение орбитальных станций с
включением в инфраструктуру десятков космических объектов объек-
тивно диктуется требованиями повышения экономической эффектив-
ности ОКС за счет повышения сменности целевого и эксперименталь-
ного оборудования, улучшения условий работы оборудования на борту
ОКС, увеличения эффективности работы экипажей путем изменения
их численности и времени, затрачиваемого на проведение активных
экспериментов, нежели на ремонтно-восстановительные операции.
Тенденция на переход к блочно-модульным конструкциям ОКС
подтверждается усиленными разработками как в нашей стране (ОКС
«МИР-2"), так и за рубежом (ОКС США ^FREEDOM", международная
ОКС «АЛЬФА»). Новые функциональные возможности многоблочных
ОКС потребовали разработки новых специальных разделов проектиро-
вания:
— оптимального распределения полезных нагрузок и служебных
систем по элементам инфраструктуры ОКС;
— определения рациональных последовательностей создания ОКС
на орбите и операций по ее обслуживанию и восполнению расходуемых
элементов;
— определения рационального облика и состава систем каждого
модуля, входящего в состав ОКС, с учетом многочисленных ограниче-
ний на условия функционирования аппаратуры на борту ОКС;
— увязки параметров служебных систем с потребностями ОКС в це-
лом и отдельных модулей при ограничении на располагаемые ресурсы
и требуемый уровень надежности.
Практически полное отсутствие методических материалов и учеб-
ных пособий по вопросам выбора проектных параметров и конструктив-
но- компоновочных схем ОКС, а также ограниченный объем данного
пособия предопределил изложение только основных вопросов, касаю-
3
щихся первых этапов проектирования ОКС в фазе «Техническое пред-
ложение». Все предлагаемые методики ориентированы на широкое
применение персональных ЭВМ типа PC АТ 386/387 с базами данных
как по прикладным полезным нагрузкам, так и по характеристикам бор-
товых служебных систем. Причем структура базы данных предполагает
многоуровневое построение математических моделей, описывающих
функционирование систем ОКС и ее летно-технические параметры.
При подготовке учебно-методического пособия были частично (в
постановочном и алгоритмическом плане) использованы результаты
работ, проведенных автором совместно с м.н.с. И.В. Власовым, а также
с группой студентов в рамках эксперимента по индивидуальной подго-
товке студентов с применением ПЭВМ.
1. НАЗНАЧЕНИЕ, ЦЕЛИ И ЗАДАЧИ СОЗДАНИЯ ОКС
Развитие космонавтики последних 20 лет неразрывно связано с экс-
плуатацией постоянно усложняющихся орбитальных космических
станций. Начиная с 1971 года, на борту ОКС «Салют» и «Скайлэб» про-
веден широкий круг научных и прикладных исследований, отработаны
технические средства космической техники с ресурсом 3-6 лет, практи-
чески реализованы принципы обеспечения полета человека в условиях
невесомости, повышенного психологического и физиологического ри-
ска. Согласно известным принципам классификации (Рис. 1.1) все со-
зданные до полета ОКС «Мир» станции могут быть отнесены к моно-
блочным, т.е. доставляемым в полной комплектации на рабочую орбиту
станции
Орбхгтажьнна
косютескив
С кратковременкмм
пилотируемых
обслуживанием
|Околопланетные | Межпланетные
Миогоблачнее
|Сборнжв|
Рис. 1.1. Укрупненная классификация орбитальных космических станций
одним пуском ракеты-носителя. Моноблочные ОКС начинают функци-
онировать непосредственно после расконсервации и проверочных ра-
бот. Габариты, масса,а следовательно, и функциональные возможности
моноблочных ОКС естественно ограничены возможностями существу-
5
ющих ракет-носителей. Переход к блочно-модульным и сборным мно-
гоблочным ОКС принципиально изменил как методы проектирования,
так и принципы конструктивного исполнения и обслуживания ОКС.
Среди основных недостатков моноблочных ОКС традиционно отме-
чаются:
— малая сменность целевого научного и технологического обору-
дования из-за ограниченной возможности транспортных кораблей
снабжения и сложности согласования привезенной на орбиту аппарату-
ры с жестко фиксированными элементами сравнительно небольшого
корпуса ОКС;
— сравнительно малая эффективность работы полезных нагрузок
на борту ОКС, поскольку условия работы разнородной аппаратуры (по
уровню потребной ориентации и стабилизации, допускаемых уровней
микроперегрузок и радиации) в корпусе моноблочной станции часто
практически нереализуемы;
— сравнительно низкая эффективность работы экипажей на борту
из-за малочисленности, а также из-за нерационально большого време-
ни (в относительном и абсолютном масштабе), затрачиваемого на под-
держание психофизиологических функций человеческого организма и
на ремонтно-обслуживающие работы по обеспечению работоспособно-
сти бортовых служебных систем.
1.1. Основные цели и задачи ОКС
Процесс проектирования ОКС, состав проектной документации и
основные этапы реализации проектных работ в основном аналогичны
рассмотренным [1], [6] для транспортных аппаратов снабжения, однако
имеют и свои специфические особенности.
Разработка комплексной программы создания ОКС любой компоно-
вочной схемы начинается с выработки тактико-технических требова-
ний, обоснования целей и задач программы, выбора состава космиче-
ских аппаратов в инфраструктуре ОКС, подбора возможных технологи-
ческих решений для достижения заданных целей.
В наиболее общем виде основной целью разработки ОКС является
создание постоянно функционирующего космического комплекса, рас-
ширяющего и углубляющего познание материального мира. Базируясь
на современных представлениях, основными целями создания перспек-
тивных ОКС можно считать:
1. Проведение программы полезного использования космического
пространства, научных наблюдений, технологических и инженерных
экспериментов.
6
2. Использование ОКС для испытания и усовершенствования новей-
шего оборудования и техники для дальнейших космических длитель-
ных полетов в космос.
3. Развитие технических наук для совершенствования космических
систем, эксплуатационный ресурс которых необходимо увеличить в де-
сятки раз.
4. Совершенствование космической техники для уменьшения экс-
плуатационных расходов.
5. Расширение современных представлений о биомедицинских и
психофизиологических особенностях длительного пребывания челове-
ка в космосе.
6. Использование в качестве орбитального комплекса по сборке и
обслуживанию многочисленных космических объектов, включая сбор-
ку, ремонт и перезаправку КА и ИСЗ в условиях космоса.
7. Использование в качестве космической транспортной базы для
хранения и эксплуатации межорбитальных транспортных аппаратов
многократного применения, запасов топлива, полезных нагрузок и т.д.
8. Применение ОКС в качестве космического предприятия для пол-
учения в промышленном масштабе полуфабрикатов и готовых изделий
в интересах космических фирм.Базируясь на этих целях, можно сфор-
мулировать круг основных задач, решаемых в процессе эксплуатации
многоблочной орбитальной станции:
широкий спектр астрономических и астрофизических исследований
в инфракрасном, видимом рентгеновском, радио и у диапазонах излуче-
ния для исследования звезд, галактик, планетных систем, квазаров,
пульсаров, а также первичных космических излучений с энергиями до
100 ГэВ;
комплекс задач по непрерывному мониторингу поверхности Земли и
Мирового океана в интересах специалистов экологии, географии, мете-
орологии, океанографии и пр.;
проведение экспериментов в области космического материаловеде-
ния с целью получения новых материалов и сплавов, полупроводнико-
вых материалов и кристаллов, фармацевтических и биологически ак-
тивных препаратов;
проведение широкомасштабных научных и прикладных исследова-
ний в области биологии и обеспечения жизнедеятельности биологиче-
ских организмов в условиях космического пространства; продолжение
исследований по изучению влияния микрогравитации на развитие кле-
ток, сердечно-сосудистую и мышечную деятельность, иммунологию и
наследственность, координацию и моторную деятельность;
использование различных элементов инфраструктуры ОКС для ре-
шения задач космической связи, навигации, передачи больших объемов
информации;
7
использование ОКС для отработки технологических процессов по
сборке и эксплуатации в космосе крупногабаритных конструкций,про-
ведению работ по ремонту и обслуживанию КА и ИСЗ в орбитальных
условиях, перезаправке межорбитальных транспортных аппаратов, хра-
нению топлива в условиях космоса, в том числе и криогенных компо-
нентов.
1.2. Методы проектирования применительно к ОКС
Орбитальные космические станции являются в настоящее время наи-
более сложными и комплексными техническими структурами, в состав ко-
торых входят объекты, составляющие станцию как таковую, так и обслу-
живающие аппараты. Поэтому,естественно, проектирование ОКС ведется
методами, базирующимися на принципах системного подхода; целостно-
сти ОКС как системы, т.е. зависимости общей эффективности ОКС от
функциональных качеств каждого из элементов; взаимозависимости ОКС
и окружающей среды, в которой она функционирует в продолжении всего
срока эксплуатации; иерархичности, т.е. возможности представления лю-
бого элемента как системы более высокого уровня; структурности и мно-
жественности описаний, благодаря чему возможно формальное описание
системы через структурные взаимосвязи.
В рамках системного анализа основной этап проектирования начи-
нается с выработки трех основных позиций:
определение целей создания системы и круга решаемых задач (че-
рез разработку тактико-технического задания на ОКС);
оценка факторов, действующий на систему и определяющих их ха-
рактеристики (через формулировку условий эксплуатации и програм-
мы работы полезных нагрузок на борту всех объектов, входящих в инф-
раструктуру ОКС);
выбор сравнительных проектных критериальных оценок как для
программы ОКС в целом, так и для отдельных компонент,входящих в
инфраструктуру ОКС.
1.3. Состав тактико-технических требований на разработку ОКС
Возможная иерархическая структура программы ОКС представлена
на рис. 1.2, где МТ А — межорбитальный транспортный аппарат; ТКА —
транспортный космический аппарат.
Очевидно,что тактико-технические требования,разрабатываемые
заказчиком (в лице межправительственной или правительственной ор-
ганизации), должны относиться к высшему уровню иерархии, т.е. к
уровню программы в целом. С точки зрения проектанта орбитального
комплекса из этих требований могут быть выбраны:
8
Рис. 1.2. Блок-схема средств, входящих в программу пилотируемой орбитальной
космической станции
1. Состав проводимых экспериментальных, научных и прикладных
исследований, включая временные интервалы их реализации и возмож-
ные условия совмещения тех или иных работ на борту ОКС. Состав ра-
бот должен быть согласован с основными целями программы и ранжи-
рован по степени важности прогнозируемых работ.
2. Сроки реализации программы в целом, включая: сроки первого
полета и реализации отдельных фаз создания орбитального комплекса,
а также минимальные ресурсы отдельных КА, входящих в инфраструк-
туру ОКС, и ОКС в целом (в настоящее время — от 3 до 30 лет).
3. Структура транспортного парка, включая существующие, моди-
фицированные ракеты-носители и вновь разрабатываемые PH, ТКА,
разгонные блоки и межорбитальные транспортные аппараты. Здесь же
оговариваются возможные используемые космодромы, пункты управле-
ния полетом и радиослежения за полетом.
4. Уровень предельного финансирования как по годам, так и по про-
грамме в целом с учетом возможных неопределенностей.
5. Непосредственные тактико-технические требования на ОКС как
на космический летательный аппарат:
численность экипажа, одновременно работающего на борту орби-
тального комплекса;
предельные параметры орбит функционирования, задаваемые через
диапазон высот и наклонений;
9
способы обслуживания станции и предельные сроки пребывания
экипажа на борту ОКС;
предельные сроки эвакуации экипажа при возникновении нештат-
ных ситуаций, в том числе катастрофического характера (взрыв, пожар,
разгерметизация, повышение радиационной опасности, внезапная бо-
лезнь члена экипажа и т.д.);
предельные сроки функционирования ОКС в автономном режиме
без восполнения запасов;
требования по возможности замены, проверки и ремонта отдельных
подсистем и агрегатов в ходе орбитального полета;
принципы взаимодействия ОКС с другими космическими объекта-
ми, входящими в инфраструктуру станции, в частности с автономными
орбитальными платформами, спутниками-ретрансляторами системы
ДРС, спутниками навигационной системы ГЛОНАСС или НАВСТАР;
минимальный уровень автономности полета без связи с центром уп-
равления полетом и наземными станциями радиоконтроля траектории
полета;
количественные характеристики надежности ОКС и ее отдельных
модулей, а также количественные характеристики безопасности пребы-
вания экипажей на борту ОКС, в том числе и вероятность выживания
экипажей в аварийных ситуациях.
1.4. Критерии принятия проектного решения
Выбор критериев эффективности принятия того или иного проект-
ного решения является процессом формализации основных идей разра-
ботчика, неким качественным и количественным описанием уровня раз-
вития проектируемого комплекса. Характерно, что ошибка в выборе
критерия эффективности уже не может быть исправлена на последую-
щих этапах проектирования.
При иерархической структуре проектируемой системы, в том числе
и такой сложной, как ОКС, критерии также ранжируются по уровням
иерархии систем, однако критерии нижнего уровня не должны проти-
воречить критериям более высокого уровня иерархии проектируемой
системы.
С точки зрения теории оптимальных процессов критерии эффек-
тивности определяют некоторую целевую функцию, улучшение кото-
рой достигается варьированием избыточных проектных параметров,
описывающих физическое поведение проектируемой системы.
Основная сложность проектного процесса — наличие многих пока-
зателей эффективности, которые отличаются и по своей физической
сути, и по своей важности. В таких случаях обычно говорят о неопреде-
ленности цели проектирования. Эта неопределенность еще более уг-
лубляется неопределенностью взаимосвязей между проектными пара-
10
метрами и критериями качества, ошибками в прогнозе технических и
технологических характеристик.
В теории математических методов решения задач оптимизации при
наличии множества целей (т.е. задач многокритериальной оптимиза-
ции) существует ряд формальных приемов для преодоления неопреде-
ленности.К простейшим методам определения наилучшего решения в
многокритериальной постановке относятся:
1. Линейная свертка — сведение многих частных критериев качества
к одному критерию:
N
W(x,p...) = £ (1.1)
1 = 1
где с i — нормированные множители, причем
N
1<с,<0; £с, = 1. (1.2)
1 = 1
Естественно, достаточно удовлетворительное использование дан-
ного критерия возможно только при достаточной равноценности всех
^1-
2. Использование так называемых «отстающих» контрольных пока-
зателей.
В ряду используемых критериев экспертным или эвристическим пу-
тем назначают предельные или контрольные величины критериев W и
путем варьирования основных и дополнительных проектных парамет-
ров х и р достигают улучшения наиболее худшего показателя
W/W*(x,p). В этом случае проблема выбора наилучшего решения
сводится к последовательному решению ряда однокритериальных за-
дач оптимизации.
3. Приближение к «абсолютном экстремуму». В этом случае в каче-
стве контрольного показателя W* берется его экстремальное значение
и любая исследуемая система рассматривается с точки зрения
приближенности к экстремальному решению в пространстве экстре-
мальных координат Vy°pt:
\/" Г И', (х,р)-И'?р']2
W= --- ор, 1 . (1.3)
,Ti [ w'°pt
4. Метод компромиссов Парето. Метод позволяет только отбросить
множество решения с заведомо плохими критериями совершенства.
11
Предположим, что система описывается сочетанием основных и до-
полнительных проектных параметров которые определяют
критерии совершенства Однако если при варьировании
параметров х и р удается найти такое сочетание их, что
W-fjc^p^^Wifx^Piy N (1.4)
и хотя бы одно из неравенств строгое, то это означает, что удалось
улучшить хотя бы одно из качеств исследуемой системы.
Процесс поиска компромисса по Парето целесообразно продолжить
пока все неравенства не превратятся в равенства. При этом векторах * и
р * называется наилучшими векторами Парето. По своему физическому
смыслу множество решений по Парето не дает ответа на вопрос, какое
решение лучше, однако позволяет делать вывод об области предпочти-
тельных решений.
В общем случае критерии оценки орбитальной космической стан-
ции могут быть разбиты на ряд групп:
1. Стоимостные критерии. Общая стоимость программы. Стоимость
единицы получаемой на борту полезной информации. Стоимость комп-
лексного исследования какой-либо проблемы. Удельная стоимостная
эффективность работы космонавтов. Удельная стоимостная эффек-
тивность работы бортовых полезных нагрузок. Стоимость получения 1
кг экспериментального материала (препарата) на борту ОКС.
2. Временные критерии. Сроки и этапность ввода ОКС в опытную и
штатную эксплуатацию. Ресурс станции в целом и отдельных модулей
в ее составе. Возможные окна запусков с учетом аварийных ситуаций.
Время покрытия задаваемой поверхности на Земле. Повторяемость ус-
ловий проведения бортовых экспериментов. Суммарное полезное вре-
мя работы космонавтов по реализации экспериментов.
3. Экологические критерии. Воздействие на окружающую среду в
зонах пуска и посадки. Воздействие на окружающую среду в период
спуска в атмосфере отдельных элементов ОКС после ее эксплуатации.
Воздействие на состояние околоземного пространства. Воздействие на
экипаж космической станции.
4. Перспективы развития. Большой потенциал для развития систе-
мы. Возможность адаптации системы под решение новых задач, не за-
писанных ранее в техническом задании. Тупиковый путь развития.
5. Политические критерии. Организация проекта для укрепления
экологического и политического взаимодействия ряда стран, входящих
в единую (или разнородную) систему. Организация проекта для демон-
страции технического и научного уровня страны или отдельных регио-
нов.
12
6. Энергомассовые критерии. Массовые характеристики ОКС в це-
лом и отдельных элементов ее инфраструктуры. Массовые характери-
стики отдельных элементов и подсистем (конструкции, вспомогатель-
ных сервисных систем и т.д.). Комбинированные энергомассовые харак-
теристики: энерговооруженность ОКС в пересчете на единицу массы,
на одного члена экипажа, не единицу получаемой информации.
На стадии проектных работ ряд указанных критериев не может быть
математически формализован (например, большинство политических
критериев), другие критерии не имеют четкой однозначной границы и
имеют экспертную оценку в виде «да-нет» (например, часть экологиче-
ских критериев, перспективы развития и при). Однако предпочтитель-
ными являются критерии, представляемые в виде функционалов от
проектных параметров ОКС, условий эксплуатации, летно-технических
характеристик комплекса в целом. При больших неопределенностях в
числовых значениях критериев возможно уменьшение абсолютной
ошибки за счет сравнения альтернативных вариантов программ ОКС.
В качестве примеров критериев, употребительных на практике,
можно привести,
1. Из группы «энергомассовые критерии» .
Суммарная масса орбитального комплекса
N
M0 = Ym0i’
1 = 1
где т Qi — массы модулей и сборочных элементов, образующих основ-
ной комплекс.
Относительная масса конструкции: ц КОн<=т кон/ Qi > гДе т кон / —
масса конструктивных элементов, включая противометеоритную защи-
ту и устройства для сборки (стыковки) модулей.
Относительная масса служебных систем на заданный срок эксплуа-
тации между очередными полетами транспортных обслуживающих ап-
паратов:
N
И с. с. " У, с. с. i 0 •
/=1
Относительная масса целевого и экспериментального оборудования
на борту комплекса
N N
Н ПН = ПН I (м кон + ТП CJj cj \
/=! / = Л '
либо
13
N
И пн = пн i !М о •
1 = 1
Относительная эффективность предлагаемого варианта ОКС по
сравнению с имеющимся в эксплуатации или разрабатываемым парал-
лельно
1У=СтДт + СиДУ+СрДр + СгДТ,
где Д т, Д У, Др, Д Т — разницы в массе ОКС, объеме ОКС, мощности
системы энергопитания, времени космонавтов на обслуживание слу-
жебных систем между альтернативными вариантами; Д т, Д У, Др, Д Т
— весовые коэффициенты указанных параметров, которые, в частном
случае, могут быть удельными стоимостями, пересчитываемыми через
удельные стоимости выведения полезных нагрузок на околоземную ор-
биту, обслуживания этих систем, разработки и производства матери-
альной части КА.
Например. Если выведения элементов орбитального комплекса
ОКС на рабочую орбиту происходит с помощью ТКА типа «Спейс
Шаттл» или «Буран», то весовые коэффициенты могут иметь следую-
щие порядки:
Ст = 3500- 10000 уд.ед.стоим./кг;
С у= 250- 700 10 3 уд.ед.стоим./м 3;
Ср = 15 - 30 10 3 уд.ед.стоим./Вт;
С т= 1000-3000 уд. ед. стоим./ч.
2. Из групп «компоновочные критерии».
Коэффициент комфортности модуля: V^ = Vc^^/Vq^ , где УСВ1
объем свободной зоны в жилом (рабочем) модуле.
Относительная плотность компоновки модуля ОКС: у = т 01 /Уо} •
3. Из группы «временные критерии».
Наименьшее время покрытия заданного региона на поверхности
Земли. Для частного случая угла обзора аппаратуры по местному гори-
зонту расчет данного критерия сводится к определению угла покрытия
в виде зависимости от высоты полета (периода обращения Т) и мини-
мального числа потребных витков полета п *:
( sin(co3772)
Wi = е = 2arctg ------;---=777 ;
1 1 +h/R - cos (co3 772)
= t min = " * T= EntieiT 2 л /{co 3 T) 1,
14
где Entier — целая часть дроби, со 3 — угловая скорость вращения Зем-
ли.
Время существования ОКС в заданном диапазоне высот орбит
(Л 21) без проведения коррекции
и^=дг=г2-г1
Г(Л2)-Г(Л1)
о
г./, ч If dh
ГДеГ(Л1)=^ р(Л)^+Л
функция плотности атмосферы Зем-
ли; п — баллистический коэффициент ОКС, определяемый через мас-
су ОКС, площадь миделевого сечения и коэффициент лобового сопро-
тивления С х:
п = 5 мс х/7т.
4. Из группы «стоимостные критерии».
Эффективность работы космонавтов на борту ОКС:
L
1=1
где п i — количество космонавтов, занятых в i - ом эксперименте с дли-
тельностью активного участия Т
Суммарная экономическая эффективность работы космонавтов и
научно-прикладного оборудования на борту ОКС, определяемая через
количество занятых в работах космонавтов л, время их активной дея-
тельности Т, стоимость труда космонавтов и оборудования в приведе-
нии к реально проведенной работе R (человеко-час):
L
i? iQ I + Q
w=—— ----------.
2. УСЛОВИЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ ОКС
И ПОЛЕЗНЫХ НАГРУЗОК НА ЕЕ БОРТУ
Как всякий сложный технический объект орбитальная космическая
станция должна обладать необходимыми техническими характеристи-
ками, позволяющими ей функционировать в задаваемых через тактико-
техническое задание условий эксплуатации.
Понятия «условия эксплуатации» для ОКС значительно шире, чем
для ТКА и СА, поскольку наряду с обеспечением работоспособности
конструкции и всех служебных систем в условиях воздействующих
15
внешних факторов, необходимо удовлетворить многочисленные экс-
плуатационные требования полезных нагрузок, установленных на борту
ОКС.
Большинство силовых нагрузок, регламентируемых для всех этапов
транспортировки модулей ОКС, участка выведения и орбитального по-
лета, практически совпадают с аналогичными для ТКА и СА. Естест-
венно, эксплуатационные требования для орбитальной фазы ужесточа-
ются за счет увеличения номинального времени пребывания в космосе
со 100-180 суток для ТКА и С А до 5-30 лет для различных модулей
ОКС. Для радиационной обстановки нормируются не только номиналь-
но допустимые уровни по протонам и электронам, но и предельно допу-
стимые уровни в период повышения солнечной активности.
В связи с рядом экологических требований на новых типах орби-
тальных модулей могут появляться дополнительные требования на ор-
ганизацию упорядоченного спуска (без разделения на фрагменты) мо-
дулей в океан после окончания функционирования на орбите, а это
приведет к нормированию (хотя и более мягкого) перегрузок на участке
спуска.
2.1. Типовые нагрузки на конструкцию ОКС
Рассмотрим некоторые типовые воздействующие факторы, в первую
очередь, силового характера.
Внутреннее давление в гермоотсеках ОКС
Номинальное давление в гермоотсеках принимается равным 0,13
МПа при допустимом спаде до 0,04 МПа с одновременным повышением
парциального давления кислорода до 0,4 в течение до 120 часов. Эти
давления принимаются расчетными для всех гермоотсеков модулей и
переходных отсеков при работе в условиях вакуума при наружном дав-
лении Р=0. В качестве внутренней атмосферы предполагается наличие
кислородно-азотной смеси с содержанием двуокиси углерода не более
1,3% по объему, гелия — не более 0,1% по объему, водорода — не бо-
лее 1%. Допустимая влажность воздушной смеси внутри ОКС не долж-
на превышать 20-75% при кратковременном повышении (не более, чем
на 60 ч.) до 90%.
Наружное давление на модули ОКС
Расчетное наружное давление на элементы корпуса модулей ОКС
достигается на участке выведения и зависит как от используемого типа
ракеты-носителя, так и от используемого типа головного обтекателя.
При применении частичного обтекателя наружное давление на участке
выведения может достичь 0,04 МПа, что в случае разгерметизации мо-
дуля на этапе выведения может привести к потере устойчивости обо-
16
лочки гермоотсеков ОКС. Характерно, что, с точки зрения удовлетво-
рения ряда экологических требований, необходимо обеспечить нераз-
рушение оболочки гермоотсека на участке спуска в атмосфере Земли
после окончания орбитального полета. Тогда наибольшее внешнее
давление должно реализоваться при прохождении плотных слоев ат-
мосферы на высоте 45-50 км и составлять до 0,130-0,15 МПа.
Перегрузки в ходе орбитального полета
Для орбитального полета нормируются перегрузки при свободном
полете (от ± 10” 6 до ± 10”3 ) в ходе стыковочных операций: пх = пу =
= nz = ±0,5; сосредоточенные усилия при отделении от последней сту-
пени ракеты-носителя и сбросе отдельных элементов до 150 при дли-
тельности t = 1 - 3 мс на частотах 1000-3000 Гц.
Условия транспортировки и хранения
Принципиально расчетные перегрузки ± 3 в продольном направле-
нии и ± 2 в боковом направлениях мало отличаются от аналогичных для
транспортных космических аппаратов. Однако отдельные модули ОКС
являются крупногабаритными маложесткими конструкциями с пре-
дельными габаритами для транспортировки железнодорожным и авиа-
ционным транспортом (длина до 14,0 — 21,0 м, диаметр 4,0 — 6,0 м).
2.2. Требования со стороны полезных нагрузок
Как говорилось, наряду с условиями эксплуатации ОКС в целом,
уже на первых этапах проектирования необходимо учитывать специфи-
ческие конкретные условия эксплуатации полезных нагрузок, которые
необходимо реализовать на борту ОКС для эффективного ее использо-
вания. Ниже будет показано, как ряд этих условий входит в противоре-
чия с физическими условиями на борту ОКС, возникающими в основ-
ном от работы служебных систем и жизнедеятельности космонавтов.
Рассмотрим суть этих противоречий с целью последующего смягчения
и удовлетворения некоторых из них.
Допустимые уровни микроперегрузок на борту ОКС
Критическими по уровню микроперегрузок на борту ОКС являются
в основном две группы полезных нагрузок: технологические установки
для производства новых материалов (металлов, сплавов, композицион-
ных материалов, полупроводниковых материалов и кристаллов, кера-
мики и стекломатериалов) и биологически активных веществ (протеи-
нов и др.), а также установки для изучения физико-химических процес-
сов в жидкостях (физика пограничного слоя и массоперенос, процессы
распространения зон горения в жидких и смесевых топливах и др.).
17
Так, для производства высококачественных полупроводниковых
кристаллов арсенид-галлий требуется гарантированная перегрузка на
уровне не более 3 10~6-5,0 10“5. Установки с электромагнитной и
электростатической левитацией для бесконтейнерного производства
материалов в космосе работоспособны при внешних перегрузках не бо-
лее 10 “5. Установки для получения монодисперсных микросфер из ла-
тексного полистрена с диаметров 10 — 100 мкм требуют уровней мик-
рогравитации до 3 10 ~5. эксперименты по физике жидкости и изуче-
нию фронта горения в жидких топливах дадут наилучшие результаты
при микроперегрузках до 10-6. Еще более жесткие требования (поряд-
ка 10 “7-5 10“ 6 ) характерны для получения лекарственных форм и
препаратов, длина активных полимерных молекул в которых обратно
пропорциональна микроперегрузке.
Опыт эксплуатации ОКС «Салют», «Мир», «Скайлэб» показывает,
что реальный уровень мирокперегрузок на борту определяется:
аэродинамическим сопротивлением верхней атмосферы при различ-
ном уровне солнечной активности — 3 10 - 5 10 ;
обычным перемещением экипажа — 5 10 “5;
максимально быстрым перемещением экипажа — 10“4- 10“3;
обычным причаливанием — 10 ”3;
коррекцией орбиты — 10 ;
пространственными разворотами (со = 0,1 град./с) - 10 “5- 10 “4.
Реальное распределение микроперегрузок внутри корпуса ОКС бо-
лее сложно. Однако и без этого видно, что компоновка полезных нагру-
зок на борту ОКС является принципиально сложной проблемой.
Допустимые точности ориентации и стабилизации
Большая часть полезных нагрузок по дистанционному зондирова-
нию Земли в интересах глобального мониторинга требует точностей
ориентации не лучше 0,25 — 0,4°. Наиболее критичными по данному
параметру являются астрономические и астрофизические полезные
нагрузки. В частности, потребные точности стабилизации могут соста-
вить:
для астроблока по исследованию звезд ± 1";
для рентгеновского телескопа ± 2 - 3";
для астроблока по изучению короны Солнца ± 0,02".
Указанные точности инерциальной стабилизации и ориентации
принципиально для всей ОКС не могут быть реализованы. Более того,
даже при установке телескопа, например солнечного телескопа, в кар-
дановый подвес с синхронным следящим приводом, только низкоча-
18
стотные колебания панелей солнечных батарей приводят к достижимой
точности стабилизации порядка нескольких угловых секунд.
Допустимые параметры «окружающей атмосферы» ОКС
В ходе полета ОКС вокруг нее создается собственная микроатмос-
фера, возникающая из-за утечки газов из гермоотсеков, газовыделения
конструкционных материалов внешних покрытий, микрочастиц от де-
струкции поверхностных материалов и внекорабельной деятельности
космонавтов, продуктов выхлопа газо- и жидкостных систем ориента-
ции, стабилизации и орбитального маневрирования. Кроме того, в ре-
зультате взаимодействия ионизирующих излучений, магнитных полей и
поверхностных материалов вокруг ОКС возникают достаточно слож-
ные электромагнитные и электростатические поля, приводящие как к
нежелательным поверхностным разрядам, так и к нарушению работы
полезных нагрузок.
Наибольшее воздействие внешняя атмосфера ОКС оказывает на все-
возможные оптические приборы и датчики, иллюминаторы, антенны, те-
лескопы, оптические теплоизолирующие материалы в результате;
осадков микрочастиц на оптические поверхности;
уменьшения отражательной способности зеркальных поверхностей;
эффекта рассеяния из-за аэрозольного облака вокруг ОКС.
Как видно из рис. 2.1, действие загрязненности незначительно на
границе длинноволнового диапазона (что важно, например, для астро-
номии оптического диапазона), но весьма велико в рентгеновском диа-
пазоне и вблизи границы инфракрасного излучения.
Рис. 2.1. Уровень загрязненности в различных диапазонах спектра излучения:
----— абсорбция поверхностных отложений; — . — — рассеяние облаком пыли;
— эффект налипания
19
Только в качестве предварительных рекомендаций на проектном
этапе работ следует учесть следующие мероприятия по обеспечению
допустимых параметров окружающей среды ОКС:
— располагать полезные нагрузки, критичные к внешним загрязне-
ниям, в зонах минимальных уровней загрязнений;
— устанавливать защитные экраны и крышки на оптические поверх-
ности и иллюминаторы;
— допускать очистку оптических элементов космонавтами;
— выбирать конструкционные материалы с пониженным газовыде-
лением;
— проводить калибровку оптических приборов в ходе полета;
— рационально располагать двигатели ориентации и стабилизации
на корпусе модулей ОКС.
Допустимые уровни радиации внутри ОКС
Среди источников радиации следует выделить внешние (радиаци-
онные пояса Ван-Аллена, космический галлактический фон, вспышки
солнечной активности) и внутренние (возможная установка термоэлек-
трических изотопных генераторов). Уровни радиации от изотопных ус-
тановок обычно не превышают 20 мбэр/ч. Большинство полезных на-
грузок не требует дополнительной противорадиационной защиты или
экранировки. Однако некоторые специфические научные датчики (на-
пример, регистрирующие счетчики для исследования высокоэнергети-
ческих звезд и квазаров) могут потребовать специальных мест установ-
ки и дополнительной экранировки до 250 г/см2.
Что касается биологических организмов, в том числе человека, то
допустимая доза радиации нормируется согласно национальным нор-
мам радиационной безопасности. В частности, могут использоваться
следующие предельные нормы:
Область Радиационная доза, (бэр)
(глубина поражения) за 10 лет за 1 год за 1 месяц
Кожа (ОД мм) 2400 240 150
Глаза (3 мм) 1200 120 75
Костный мозг (5 см) 400 40 25
Допустимые габариты размещения полезных нагрузок
При установке в наземных условиях габариты полезных нагрузок ог-
раничиваются предельными очертаниями ОКС, однако при этом следу-
ет учитывать возможности их монтажа поэлементно с последующим
тестированием работоспособности. Для сменного в условиях орбиталь-
ного полета оборудования предельными габаритами полезных нагрузок
20
следует считать диаметры стыковочных люков и тоннелей, ограничен-
ные обычно величинами 800-1000 мм.
Допустимая вероятность метеорного пробоя
Полезные нагрузки, равно как и герметические отсеки ОКС, а также
космонавты в период внекорабельной деятельности должны быть за-
щищены от вероятного поражения микрометеоритными частицами ес-
тественного (метеорные потоки) и искусственного происхождения.
Микрометеоритные тела размерами более 100 мкм вызывают на внеш-
них поверхностях чувствительных элементов полезных нагрузок эро-
зию, микротрещины, скалывание внутренних поверхностей, кратеры и
пр. Обычно вероятность соударения определяется в виде функции от
ожидаемой массы частицы, параметров рабочей орбиты, времени года.
Характер распределения вероятности соударения с микрочастицей
спорадического метеорного потока от ее массы хорошо описывается
линейными зависимостями
lgW = -algm + lgS-b, т у<т<т 2i
где т — масса микрочастицы; 5 — функция календарного месяца года,
например, для микрочастиц с массами, лежащими в диапазоне от
10“14 до 10 ~ 8 указанная зависимость примет вид
lgW = -0,301gTn + lg5-8,00; (10" 14<m < 10-8 )
причем 5 изменяется от 0,4 в июне до 1,7 в декабре.
Отметим, что в настоящее время в зоне рабочих орбит ОКС находит-
ся до 5000 объектов искусственного происхождения с диаметром более
10 см и свыше 5 10 6 объектов с диаметрами 0,2 — 5 см с массой до
нескольких грамм.
3. ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ОРБИТАЛЬНЫХ
СТАНЦИЙ
3.1. Выбор параметров орбит функционирования ОКС
Под летно-техническими характеристиками ОКС понимается необ-
ходимая располагаемая совокупность орбитальных маневров (т.е. пере-
мещений как центра масс ОКС, так и управляемого движения ОКС вок-
руг центра масс) и соответственных точностей проведения этих манев-
ров для удовлетворения всех задач, стоящих перед ОКС по программе
полета.
В качестве одного из основных критериев, характеризующих летно-
технические характеристики ОКС, чаще всего используется расход
21
бортового топлива на реализацию всей программы полета, либо масс
систем маневрирования , ориентации и стабилизации (с учетом расхода
бортового топлива и энергетики).
На летно-технические характеристики ОКС в значительной мере
влияют параметры орбиты функционирования ОКС. Номинальная ор-
бита полета ОКС выбирается из условия эффективной работы ОКС в
ходе всего цикла эксплуатации, а не конкретного участка полета. В хо-
де реализации программы параметры орбиты ОКС могут неоднократно
изменяться, однако на стадии проектных работ они фиксируются в ка-
ком-либо достаточно узком диапазоне.
Общее требование к номинальным орбитам полета ОКС можно под-
разделить на две группы:
требования, связанные с возможностью проведения экспериментов
на борту ОКС, таких^как: обзор определенных зон на поверхности Зем-
ли, ширина зон обзора, периодичность обзора отдельных участков Зем-
ли, время полного обзора Земли, углы, освещенности объектов в ходе
проведения экспериментов, предельное время затенения Солнца на
каждом витке полета, предельный уровень аэродинамического сопро-
тивления и т.д.;
требования оперативно-тактического плана, связанные с необходи-
мостью использования заданных типов ракеты-носителя, стыковки с
пилотируемыми и автоматическими транспортными аппаратами, обес-
печения связи со станцией при использовании заданной сети наземных
станций управления и слежения, существования заданного времени без
проведения коррекций, обеспечения аварийного спасения космонавтов
в экстремальных ситуациях и пр.
При выборе параметров номинальной орбиты полета ОКС домини-
рующие требования — требования первой группы по обеспечению про-
ведения экспериментов. Однако на практике чаще всего принимается
некоторое компромиссное решение, увязывающее требования обеих
групп.
Требования для проведения экспериментов
Обзор того или иного региона Земли практически связан с выбором
наклонения рабочей орбиты ОКС. Интегральная зависимость допусти-
мых для исследований ресурсов Земли в виде функции от наклонения
орбиты полета ОКС представлена на рис. 3.1. Хорошо видно, что при
наклонении 28° (характерном для ОКС типа «Фридом») доступно для
обзора не более 36% земных ресурсов, в то время как при наклонении
51° (орбиты полета ОКС «Салют», «Мир») эта величина возрастает до
78%.
Ширина зоны обзора поверхности Земли, естественно, зависит от
высоты орбиты и угла обзора. Из рис. 3.2 достаточно просто найти, что
22
Рис. 3.1. Доступные для исследования ресурсы земной поверхности
Рис. 3.2. Зависимость ширины зоны обзора от угла обзора и высоты полета ОКС
ширина зоны обзора L выражается через высоту полета Я, угол обзора
е (угол полураствора конуса обзора) и радиус Земли R как:
L = 4R arctg
1 ±У1 - tg2 (£/2) [ (1+Я/^)2-1 ]
tg£[2-^//?]
(3.1)
причем, предельная зона обзора определяется местным горизонтом и
L = 2R arcsin (1 + H/R ) - >/2Я/К + Я 2/Л 2 . (3.2)
Углы обзора реальной аппаратуры, ставящейся на борт ОКС, могут
изменяться от 0,2е (инфракрасной спектрометр-радиометр) до 120е
23
(микроволновая аппаратура для дистанционного зондирования атмос-
феры). Большая часть оптико-регистрирующей аппаратуры имеет углы
обзора 15-20° с зонами обзора от 15 до 200 км.
Предельное время затенения орбиты, по которой движется ОКС,
может быть для круговой орбиты определено в первом приближении
через геометрию рис. 3.3, если пренебречь влиянием атмосферы (обра-
зование так называемой полутени), смещением Земли относительно
Солнца в период пребывания ОКС в зоне затенения, а также относи-
тельным наклоном плоскостей орбиты ОКС и эклиптики. Так как угло-
Рис. 3.3. Геометрия затенения ОКС при полете по околоземной орбите
Рис. 3.4. Зависимость времени затенения от высоты круговой орбиты полета ОКС
24
вая скорость перемещения ОКС по круговой орбите с высотой Н соста-
вит
<о = л//Л//(Я+Я)3, (3.3)
где fM — гравитационная постоянная земди, fM = 398602 км 3/с 2 то
время пребывания ОкС в тени не превысит
t = 2^(R + H)3/fM arcsin(R/(R + H)). (3.4)
Нетрудно показать, что для типовых высот полета ОКС эта величи-
на составит 37 мин. Интересно,что минимальное время затенения мо-
жет быть достигнуто для высоты полета 1450 км (рис. 3.4). В реальном
случае при несовпадении плоскостей орбиты ОКС и эклиптики это вре-
мя меньше и для некоторых сочетаний высот и наклонений орбиты
ОКС может достичь нуля.
Частоту прохождения трассы полета ОКС над одними и теми же
районами на поверхности Земли можно оценить, определив так называ-
емый «параметр повторения» трассы орбиты. Параметр Q повторения
можно определить как отношение числа оборотов Земли вокруг своей
оси К к числу оборотов спутника за тот же период N. В случае целого
значения Q трасса N-ro витка точно пройдет над трассой первого витка.
Очевидно, что за К суток полета Земли повернется на 2 тс К За каж-
дый виток полета по орбите трасса полета ОКС сместится на экваторе
ДО = со0Т+ДОл, (3.5)
со0 — угловая скорость вращения земли (со0 = 7,2921158 10~5 с"1); Т
— драконический период обращения ОКС, т.е. время между двумя по-
следовательными прохождениями через восходящий узел орбиты на
экваторе Земли; Д О п — величина прецессии орбиты за один виток по-
лета.
Т и Д О п однозначно определяются через наклонение орбиты г, вы-
соту круговой орбиты Я, коэффициент е 3 в разложении гравитацион-
10 3 2
ного потенциала Земли (е з = 2,634 -10 км /с ):
гГ— 2 (Я+Я)1/2 £3 7 -fM^H(3~5/2sin ; (3.6)
AQn = - 2 л Eq , 3(R+H)-2Cosi. f M (3.7)
Тогда коэффициент «параметр повторения» будет
Q = 2тс£/( со0 Т+Д Qл ), Аг= 1,2... (3.8)
25
Естественно, уравнение (3.8) имеет множественные решения, каж-
дое из которых обеспечивает повторение условий наблюдения одних и
тех же районов на поверхности Земли. Параметры подобранных крат-
ных орбит для модельных наклонений 50 и 55° приведены в табл. 3.1
Таблица 3.1
Число суток Я, км (i= 50е) Я, км (1 = 55*)
1 202,500 210, 507
2 350 353
3 300,400 303,405
4 275, 425 280, 431
5 375, 438 385,445
Характер изменения параметра Q в зависимости от Н и i показан на
рис. 3.5.
Рис. 3.5. Зависимость параметра повторения трассы орбиты полета
от высоты и наклонения
Время полного покрытия участка земной поверхности в диапазоне
широт - может быть вычислено через параметр повторения
трассы орбиты и угол обзора. Ясно, что при малых углах обзора и орби-
тах с целочисленными значениями параметра повторения вероятны си-
туации с невозможностью полного покрытия заданного региона Земли
(рис. 3.6).
26
М, сут
Рис. 3.6. Зависимость времени полного покрытия Земли
от высоты и наклонения орбиты
Очевидно, что в ряде случаев требования повторяемости условий
наблюдения прямо противоречат требованиям удовлетворения задан-
ного времени полного покрытия заданного региона Земли.
Предельный уровень аэродинамического сопротивления при по-
лете ОКС требует прогноза изменения плотности атмосферы, на кото-
рую оказывают влияние высота полета, уровень солнечной активности,
освещенность атмосферы Солнцем. На стадии проектных работ можно
использовать следующее упрощенное соотношение:
р = 9,80665ехр[ а^азСЯ-аз)172], (3.9)
где коэффициенты a [ с некоторой степенью достоверности можно оп-
ределить через прогнозируемый на период полета (проведения задан-
ных экспериментов) индекс солнечной активности F10 т> равный плот-
ности потока радиоизлучения Солнца на длине волны 10,7 см:
а !=-О,318^Го-65- 15,77;
а 2 = - О,О245^Го-65+ 0,78; (3.10)
а з = 6,694^Го-ЗО + 30,98.
Коэффициент аэродинамического сопротивления ОКС практиче-
ски не зависит от формы корпуса ОКС и может быть принят равным 2
— 2,5 (при среднем значении 2,2). Более сложно спрогнозировать сред-
нее значение площади миделевого сечения 5 м, особенно в режиме не-
27
ориентированного полета ОКС.Для цилиндрических ОКС с длиной L и
диаметром D для оценки S м можно использовать следующую зависи-
мость:
S м = L D (0,818 + 0,25L/Z>). (3.11)
Как видно разброс прогнозируемых значений аэродинамического
сопротивления ОКС может составить сотни процентов.
Оперативно-тактические требования
Среди требований оперативно-тактического плана наиболее опре-
деляющими являются:
Использование конкретного типа носителя увязывает предельные
допустимые массы и габариты отдельных модулей ОКС с параметрами
ракет-носителей (грузоподъемностью и габаритами отсека полезной
нагрузки) и параметрами орбиты выведения (высотой и наклонением).
Отметим, что традиционно отдельные модули ОКС доставляются на
орбиту, максимально приближенную к рабочей, с целью сохранения
бортового топлива на дальнейшее маневрирование.
Обычно грузоподъемность ракеты-носителя Мпр и предельные га-
бариты полезной нагрузки задаются графически, подобно приве-
денным на рис. 3.7 для ТКА «Спейс Шаттл» и PH «Протон». Для стадии
проектных работ часто пользуются упрощенными зависимостями:
Рис. 3.7. Зависимость грузоподъемности PH от параметров орбиты выведения
28
Л/пр = М0.Г1(Я).Г2(Д (3.12)
например, для трехступенчатой ракеты-носителя «Протон» можно
пользоваться следующими выражениями:
Мпр = 21600(-Н2 • 10б + 25Я+1,035)(-9,9- 10 ~ 512 4-0,0084t ч-0,82);
-з (313)
^ = 3,12-10 3 Л/^ + 32,2.
Предельное время орбитального полета без восполнения запасов
топлива может быть определено путем последовательного решения
следующих проектных задач.
1. Определение времени снижения орбиты ОКС с величины Ну до
высоты Н 2 (Н 2 < Н j). Для изотермической атмосферы при сравнитель-
но малых А Я (порядка 10 — 40 км) удобно пользоваться достаточно
простыми оценками
= (3.15)
где Н
F<^ = 2^fM £ p(H)ylR + H ’ (3‘16)
вспомогательная функция, приведенная в табл. 3.2 для периода макси-
мальной солнечной активности; а = 0,55мсХ/М0 — баллистический
коэффициент.
2. Определение числа необходимых коррекций для поддержания
орбиты в течение заданного срока. Зная периодичность проведения
коррекции A t, число коррекций будет
W = Entier(77A0, (3.17)
где Т— заданное время функционирования ОКС без восполнения запа-
сов топлива.
В качестве примера на рис. 3.8 приведены ежегодные потребные ко-
личества коррекций для ОКС с баллистическим коэффициентом 0,0006
м 2/кг, находящейся на рабочей орбите с высотой 250-500 км при допу-
стимом падении высоты на 10-60 км.
Видно, что общее число коррекций может колебаться от единиц до
нескольких десятков.
3. Определение потребной характеристической скорости для подня-
тия круговой орбиты с высоты Н J до высоты Н2. Если корректирующие
импульсы прикладываются по трансверсали к орбите, точки приложе-
ния импульса разнесены друг от друга на 180° (т.е. реализуется переход
по эллипсу минимальной энергии Гомана) и величина разности
Н ] - Н2 мала, можно воспользоваться достаточно простым оценочным
выражением для определения каждого импульса скорости:
29
Таблица 3.2
Высота Я, км F(H), м 2 сут/кг Высота Я, км F(H), м 2 сут/кг Высота Я, км F(H), м 2 сут/кг
ПО 8,56 10-б 260 0,0533 410 1,407
120 3,36 10‘5 270 0,0689 420 1,713
130 1,39 10’4 280 0,0885 430 2,010
140 3,90 10 ~4 290 0,1131 440 2,396
150 9,11 10-4 300 0,1427 450 2,835
160 1,74- 10'3 310 0,1804 460 3,355
170 2,93 10 -3 320 0,2263 470 3,946
180 4,49 10‘3 330 0,2824 480 4,619
190 6,54-10 “3 340 0,3507 490 5,395
200 9,29 10 "3 350 0,4344 500 6,292
210 0,0129 360 0,533 510 7,301
220 0,0176 370 0,6536 520 8,525
230 0,0235 380 0,7964 530 9,780
240 0,0312 390 0,9667 540 11,32
250 0,0410 400 1,172 550 12,95 1
Рис. 3.8. Осредненное количество коррекций орбиты ОКС
при Т = 1 год и о = 0,006 м 2/кг
30
ДУ1 =
fM3
(R + H)3
Hj-Hj
4
(3.18)
Для орбит полета ОКС с высотой 200-500 км импульсы скорости
АУ1 = АУ2ИИХможно определить по следующей зависимости:
Д У = Д У! + Д У 2 = 0,58 (Я 2 - Н 0, (3.19)
причем, если Я задаются в км, то А У получается в м/с.
На рис. 3.9 показаны зависимости потребных ежегодных затрат ско-
рости коррекции орбиты ОКС от высоты номинального полета Я и до-
пустимой просадки орбиты (Н2-Н соответствующих исходным дан-
ным (см. разд. 2.3).
Рис. 3.9. Ежегодный расход характеристической скорости на поддержание
высоты полета ОКС
4. Определение потребного бортового запаса топлива на проведение
коррекций за заданный период времени проводится по упрощенной
формуле:
AM T=N-AV Л/0//уд, (3.20)
где /уД — удельный импульс бортовой двигательной установки на ре-
жиме проведения корректирующих маневров.
Допустимое время задержки старта определяется для очередного
модуля ОКС при тех или иных неполадках ракеты-носителя на старто-
31
вой позиции, что однозначно влияет на потребный запас бортового топ-
лива на боковой маневр в ходе коррекции для компенсации некомпла-
нарности орбит.
Возможная взаимосвязь между временем задержки и потребным им-
пульсом скорости базируется на предположении круговой орбиты по-
лета базовых модулей ОКС и прохождения трассы орбиты над старто-
вым комплексом на номинальное время старта. В этом случае при поле-
те ОКС на орбите с наклонением i на высоте Н дополнительная скоро-
сть на компенсацию ухода орбиты Д V будет выражаться через Д t:
А7= ©з^п/ДГ. (3.21)
л + л
Например, для рабочей орбиты ОКС с наклонением 50,6° и высотой
полета 360 км (что близко к параметрам орбиты ОКС МИР) приведен-
ная зависимость примет вид
ДУ=0,43ДГ (3.22)
Так, при потребной задержке старта на 1 мин. (60 с) потребуется до-
полнительно 25,8 м/с скорости,что эквивалентно для модулей ОКС
размерностью 20 т расходу около 200 кг бортового топлива.
Обеспечение условий стыковки ОКС с транспортными аппаратами
сводится к двум основным моментам.
1. Проведение коррекции ОКС для обеспечения условий прохожде-
ния трассы орбиты ОКС над точкой старта транспортного аппарата на
заданном витке. Задача сводится к определению параметра повторения
Q, причем обычно дополнительная коррекция не превосходит 8 - 10 м/с
по скорости.
2. Проведение операций по сближению очередного выводимого на
орбиту модуля с базовым блоком ОКС. Если модуль выполняет сбли-
жение с помощью своей двигательной установки (модули типа
«Квант», «Квант-2", ^Кристалл", «Спектр», «Природа»), потребный за-
пас топлива в их баках должен обеспечивать возможность проведения
не менее двух стыковок, на что необходима характеристическая скоро-
сть 70 — 150 м/с в зависимости от схемы дальнего наведениями сближе-
ния.
Требование на режимы стабилизации — одно из важнейших опе-
ративно-тактических требований (в ряде случаев совпадающее для
проведения научных и прикладных экспериментов). Для ОКС традици-
онно используются следующие виды стабилизации (рис. 3.10): орби-
тальная с осью X, направленной по местной трансверсальной составля-
ющей скорости: «орбитальная 2» с осью X, направленной по нормали к
плоскости орбиты; гравитационная с осью минимального момента
инерции ОКС, направленной на центр Земли; трехосная инерциальная
32
Рис. 3.10. Допустимые режимы стабилизации в ходе орбитального полета ОКС:
1 — орбитальная; 2 — «орбитальная 2»; 3 — гравитационная; 4 — инерциальная
стабилизация. Вид стабилизации, ее длительность и применяемые ис-
полнительные органы (ракетные двигатели, гиродины, силовые гиро-
скопы, маховики, магнитные и аэродинамические стабилизаторы) прин-
ципиально влияют на компоновку ОКС и расход бортового топлива.
В связи с отсутствием демпфирующих моментов в космической сре-
де в большинстве режимов ориентации и стабилизации ОКС (исключая
может быть режим устойчивой гравитацинной стабилизации для ряда
конфигураций ОКС) наблюдается неустойчивое равновесие относи-
тельно центра масс. Следовательно, учету подлежат все возмущающие
моменты: гравитационные, аэродинамические, магнитные, от давления
солнечного света, эксцентриситета тяги двигательной установки и пр.
Напомним, что (рис. 3.11) в орбитальной системе координат угловая
скорость ОКС в линеаризованном виде может быть представлена через
□
скорость орбитального движения со 0=/Л/ /(R + H) и возмущения уг-
лов тангажа 0, рыскания \|/ и крена ср:
33
(0 =
<p-cooV
0-<оо
Ф + ®оФ
(3.23)
а угловое количество движения ОКС (состоящей из непосредственно
ОКС и гироскопических стабилизирующих устройств) записывается в
виде суммы
где
1^-1^ окс +
(3.24)
(3.25)
(3.26)
ОКС- Iхх уу > zz j >
причем Iж,!уу,1 а моменты инерции ОКС относительно главных
осей.
Подставляем (3.24) в (3.23) и помним, что внешний момент (состоя-
щий из управляющего и возмущающего момента) равен:
(3.27)
получим
H&Ixx (ф-Щ) у)+Я f (О-чоо)-Я £(у-ноо Ф)-Ч4ог-/уу) (ф-коо Ф) (в-соо) 1
Н$+1хх &+Яf(ф-ноо Ф)-Я§(ф-0)0 фН/ххг-АзХф-Щ) ф)(\|Ж00ф) Г • (3.28)
Я^/гХф+ОХ) ф)+Яf (ф-CDO ф)-Я§(О-йХ))-(Ау-/хк)(ф-С00 ф)(в~<00) J
Данное уравнение качественно показывает, что возмущающий мо-
мент может быть компенсирован либо управляющим моментом Мупр,
либо изменением количества движения гироскопических стабилизиру-
ющих устройств, либо совместным использованием обеих составляю-
щих.
Наибольший вклад в возмущения движения ОКС вокруг центра
масс (в частности, стабилизации заданного закона движения ОКС вок-
руг центра масс) вносят моменты от сил гравитационного градиента
М гр и момент от сил солнечного давления М солн (особенно при габари-
тах ОКС, измеряемыми сотнями квадратных метров).
Если расстояние от центра масс Земли до центра масс ОКС равно
R о, то для любой элементарной массы с расстоянием г от центра масс
ОКС справедливо выражение
^fMRdm fM(R0-r)dm
|Я3| ’ R30
2
R
(3.29)
34
Поскольку г «R, то в линейном виде момент от сил гравитацион-
ного градиента может быть записан так:
Mgx = 3fM/R%
® (fzz~Jxx) ' ’
о
(3.30)
что для симметричного относительно главной оси х космического ап-
парата сводится к известному виду:
= (3.31)
Значительно меньшими по величине являются моменты от сил
аэродинамического воздействия атмосферы и сил солнечного давле-
ния.
В частности, если из общего количества упавших на поверхность
ОКС солнечных фотонов часть р 3 отражается зеркально, часть р g —
диффузно, а часть р а — адсорбируется поверхностью, то общая сила
светового давления на поверхность с площадью А будет
Fc.g = 9^cos ([ ( р а + pg) S+ (2 р з + 2/3 pg) , (3.32)
где # = 4,6 10-5 Н/м2— давление солнечного света на абсолютно
черное тело; 5 — вектор направления солнечного излучения; п — век-
тор нормали к облучаемой поверхности.
Возмущающий момент от сил солнечного давления составит
ЯсЛ'"' (3-33)
где г — радиус-вектор от центра масс ОКС до центра давления.
Характерно, что относительно оси тангажа Y компонента момента
от сил солнечного давления периодична с периодом, равным орбиталь-
ному периоду с интегральным эффектом, равным нулю. По другим
осям компоненты момента не периодичны.
Итак, как видно из уравнения (3.28), возмущающие моменты могут
компенсироваться либо за счет расхода бортового топлива с помощью
ракетных управляющих двигателей, либо за счет гироскопических ста-
билизаторов. Рассмотрим эти случаи отдельно.
1. Стабилизация с помощью ракетных Двигателей. Известно,что для
недопущения перерасхода бортового топлива системы стабилизации
космических аппаратов используют измерительные средства с нели-
нейными статическими характеристиками.
В этом случае стабилизируемая ось займет неопределенное положе-
ние в диапазоне (-ср, + (р), где ср — стабилизируемый угол. Частота
35
включений двигателей зависит, естественное, как от возмущающего
момента М в так и от величины зоны нечувствительности ± ф.
Расход топлива на стабилизацию может быть оценен на примере
стабилизации ОКС вокруг, например, оси кренах. Тогда мы можем уп-
рощенно записать уравнение (3.28):
^возм + ^упр = — XX Ф • (3.34)
Рис. 3.12. Схема стабилизации с зоной
нечуствительности по (р и ф
Если управляющий мо-
мент Мулр превысит возму-
щающий, т.е. Л/упр>>Л/в и
управляющий момент созда-
ется ракетным двигателем с
удельным импульсом/уд , се-
кундным массовым расходом
т и плечом установки L, тог-
да нетрудно оценить потреб-
ный расход топлива для за-
данных зон нечувствительно-
сти ± ф и располагаемой (из-
за датчиковых средств) допу-
стимой угловой скоростью
разворотов ОКС ф (рис. 3.12):
'ВКл=4<р/<р; 'вши1=4Ф/(р>
(3.35)
причем
ф = + А/уПр//хх = ±т/уд/,//хх. (3.36)
Для потребного времени стабилизации t потребное число включе-
ний составит
n=t/(t вкл +1 выкл) = 0,25£ /( ф/ф + Ф /^ /(m А /уд)). (3.37)
Обычно t выкл значительно превышает f вкл и суммарный расход ра-
бочего тела (с завышением) может быть определен
т T=mtBKnn = ^2lxxty\ /(<Р^уд£) , (3.38)
где коэффициент ц учитывает реальное время запаздывания, приводя-
щее к некоторому увеличению зоны нечувствительности как по ф, так и
по ф.
Естественно, на этапе проектных работ необходима хотя бы предва-
рительная информация о длительностях стабилизированного полета
для проведения экспериментов. Без этого невозможна оценка реальных
возможностей ОКС в целом. Нетрудно показать, что для реализации
36
трехосной стабилизации ОКС с габаритами ОКС «Мир» на стабилиза-
цию может потребоваться до 100-200 кг/виток бортового топлива.
2. Стабилизация с помощью гироскопических устройств. Как видно
из уравнения (3.28), угловое количество движения HV = I^£1 гироско-
пического стабилизатора может эффективно реализоваться как махо-
виками со значительным собственным моментом инерции Iw (т.е. мас-
сой), так и силовыми гироскопами (гиродинами) с большой угловой
скоростью Q . Независимо от типа гиростабилизирующего устройства
оно может быть использовано как для цепей стабилизации , т.е. под-
держания ф, 0, у в заданных пределах путем компенсации внешних воз-
мущающих моментов, так и для целей программного изменения этих уг-
лов путем программного изменения за счет изменения Н г или перерас-
пределения компонент Нг путем поворота гироскопического устройст-
ва приводом.
3.2. Порядок выбора параметров рабочей орбиты ОКС
с учетом оперативных и специальных требований
Определение оперативно-тактических требований, а также требова-
ний обеспечения многочисленных экспериментов на борту ОКС позво-
ляет представить процедуру выбора основных параметров рабочей ор-
биты ОКС в виде следующей последовательности операций.
1. Из условия обеспечения покрытия заданных регионов на поверх-
ности Земли выбирается необходимое минимальное наклонение рабо-
чей орбиты либо предпочтительный диапазон наклонений орбит. Дан-
ный диапазон для дальнейшего анализа дискретизируется с учетом
имеющихся в стране космодромов и допустимых азимутов запуска с
них. Например, с территории стран СНГ при использовании космодро-
мов Байконур и Плесецк допустимы следующие наклонения околозем-
ных орбит: 50,6°; 65°; 74°; 83°.
2. Из условия обеспечения необходимых углов и ширины зон обзора
выбирается диапазон предпочтительных высот полета. В указанном ди-
апазоне высот выбираются высоты с целочисленным параметров повто-
рения условий наблюдений, а также высоты орбит, обеспечивающие за-
данное время наблюдения всей поверхности Земли (либо оговоренного
региона на поверхности Земли). Диапазон высот обычно ограничивает-
ся снизу высотой 200 км по условиям существования орбиты и сверху
высотой 550-750 км по условиям радиационной безопасности работы
экипажа на борту ОКС.
3. Для рекомендованного диапазона высот круговой орбиты и ее на-
клонений вычисляется располагаемая масса ОКС при выведении от-
дельных ее модулей заданным типом ракеты-носителя. Отметим, что
37
при выведении модулей ОКС рекомендуется запуск модулей непосред-
ственно на орбиту, близкую к рабочей, чтобы минимизировать потреб-
ную массу бортового топлива ОКС и продлить срок эксплуатации ОКС,
особенно в аварийных ситуациях (нераскрытие элементов, непрохожде-
ние команд, несостоявшаяся стыковка и т.д.).
4. Для заданного в техническом задании времени пребывания
ОКС на орбите без восполнения расходуемых элементов (в первую
очередь, бортового топлива) для каждой из высот полета выбирается
стратегия проведения коррекции и определяется потребный расход
бортового топлива на поддержание рабочей орбиты в этот период
времени. На стадии предварительных проектных проработок значе-
ния баллистического коэффициента ОКС а выбираются из диапазо-
на 0,0002 - 0,0010 м /'кг.
5. Определяют дополнительные ограничения, сужающие круг воз-
можных решений, такие, как условия освещенности орбиты, частота по-
Рис. 3.13. Пример выбора параметров орбиты ОКС
38
вторения условий для стыковки, дополнительные расходы топлива на
стабилизацию при проведении экспериментов, и т.д.
Один из возможных примеров подобного проектного анализа при
использовании для выведения отдельных модулей ОКС ракеты-но-
сителя «Протон» с космодрома Байконур при предельной грузоподъ-
емности PH «Протон» в трехступенчатом варианте 20 т приведен на
рис. 3.13.
Из результатов анализа рис. 3.13 видны (конечно, только как пред-
варительные рекомендации, справедливые скорее для учебных целей)
следующие характерные закономерности:
возможны многие альтернативные решения поставленной задачи
при сравнительно близких значениях критериев эффективности;
с точки зрения увеличения располагаемой для установки полезных
нагрузок массы ОКС желательно размещать на высотах 350-380 км;
большое влияние на эффективность ОКС оказывает стратегия про-
ведения коррекций по поддержанию параметров орбиты.
Следует отметить, что выбор параметров рабочей орбиты ОКС яв-
ляется важным, но не единственным шагом в определении проектных
параметров ОКС в целом.
4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССОВОЙ СВОДКИ ОКС
Масса ОКС является одним из основных показателей орбитальной
космической станции. Следует различать следующие массы (и соот-
ветственно моменты инерции) ОКС:
начальная масса каждого модуля ОКС на рабочей орбите;
начальная масса ОКС после очередной сборочной операции;
начальная масса ОКС после каждого полета по возобновлению за-
пасов расходуемых элементов, ремонтных комплектов и пр.
В любой момент полета ОКС ее масса может укрупненно быть пред-
ставлена в виде
М
ОКС Ъмса + ^м пн/ + М рэ I + М т > (4-1)
где А/СС1- — массы служебных систем, включая конструкцию, запасные
ремонтные комплекты; Мпну — массы целевых полезных нагрузок;
Мрэ{ — массы расходуемых элементов на период между последова-
тельными полетами по возобновлению запасов на борту ОКС; М т — за-
пас бортового топлива на проведение маневров по выведению модуля
на рабочую орбиту, стыковку с базовыми блоками, коррекции по под-
держанию рабочей орбиты, обеспечение ОКС (через маневры по ориен-
тации и стабилизации) проведения целевых научных и прикладных экс-
39
периментов в период до очередной перезаправки ОКС в орбитальных
условиях.
В развернутом виде масса служебных систем включает: М кон —
конструктивные элементы (с учетом масс стыковочных модулей, пор-
тов, ферм и пр.); М сэп — массу системы энергопитания; М стр— массу
системы поддержания теплового режима, так называемой системы тер-
морегулирования; М ож — массу системы обеспечения жизнедеятель-
ности экипажей; М оду— массу системы объединенной двигательной
установки (с топливными и газовыми емкостями); Мсу— массу систе-
мы управления (включая элементы системы управления движением
ОКС вокруг центра масс, навигации, управления бортовым комплек-
сом, бортовую кабельную сеть); М тел — массу системы бортовых изме-
рений и телеметрии (включая антенны, переключатели и пр.).
Составление массовой сводки носит поэтапный характер, уточняю-
щийся итеративно вплоть до момента комплектации конкретного моду-
ля ОКС для эксплуатационного полета. На стадии выработки тактико-
технического заданий допустимо использование грубых статических
зависимостей для оценки масс всех систем, полезных нагрузок и расхо-
дов бортового топлива через удельные показатели. Не претендуя на
всеобщую применимость, первые оценки могут быть сделаны через
следующие удельные массы для различных модулей, входящих в ОКС,
приведенные в табл. 4.1.
Таблица 4.1
Наименование системы Удельная масса
Пилотируемый модуль Обслуживаемый модуль Автономный модуль
Конструкция 0,180-0,220 0,180-0,220 0,13-0,17
Энергопитание 0,060-0,080 0,070-0,090 0,10-0,13
СТР 0,075-0,085 0,080-0,090 0,09-0,10
СОЖ 0,130-0,150 0,050-0,060 0
Объединенная двигательная установка 0,020-0,025 0,020-0,025 0,02-0,05
Управление и навигация (с БКС) 0,170-0,200 0,170-0,200 0,03-0,07
Бортовые измерения и телеметрия 0,045-0,070 0,040-0,070 0,03-0,07
Прочие резервы, в том числе 0,020-0,120 0,030-0,070 0,03-0,07
40
Массы устанавливаемых на борту полезных нагрузок более трудно
поддаются прогнозу, например, экстраполяция количества экспери-
ментов по экспоненциальной зависимости
N пн = 6 ехр ( 0,13 ( Тэксп - I960)), (4.2)
где Гэксп— время ввода ОКС в эксплуатацию, получена по количеству
экспериментов на борту «Салют - 1 - 7» и справедлива только для одно-
модульных ОКС (рис. 4.1).
Рис. 4.1. Возможные тенденции роста числа экспериментов на борту ОКС
Кроме того, трудности представляют оценки масс, энергопотребле-
ния, потребного времени на проведение эксперимента, времени занято-
сти космонавта-оператора на проведение каждого эксперимента, рас-
ходов топлива на проведение эксперимента (как на предварительную
ориентацию, так и на стабилизацию); средние оценки данных величин
приведены в табл. 4.2.
Таблица 4.2
Масса единичной полезной нагрузки, кг 60 — 270
Энергопотребление, Вт 70 — 1200
Время проведения эксперимента, ч 2,5 — 70
Время работы оператора-космонавта, ч 2 — 8
Потребная характеристическая скорость на ориентацию, м/с 1,5 —3,5
Потребная характеристическая скорость на стабилизацию, м/с 0,8—1,6
Среднее количество экспериментов со стабилизацией 0,2 —0,35
41
На последующих этапах использование среднестатистических оце-
нок, естественно, недопустимо, поскольку каждая служебная система
может быть выполнена в различных вариантах, обладающих различной
массовой эффективностью. Рассмотрим кратко математические моде-
ли масс (и энергопотребления) ряда служебных систем, используемые
на этапах технического предложения при сравнении различных альтер-
нативных вариантов ОКС.
4.1. Система энергопитания
Состав и массовые характеристики СЭП существенно зависят от ти-
па применяемых источников питания, исходя из средней потребляемой
мощности и времени функционирования, для ОКС любого типа могут
реально рекомендоваться (рис. 4.2) термоэлектрические, солнечно-
динамические, ядерные динамические системы. Однако недостаточный
технологический уровень развития последних заставляет добавить к
этому списку и солнечные батареи. Непостоянство режимов энергопо-
ступления и энергопотребления требует использования комбинирован-
ной энергоустановки, включающей основной источник энергии и ре-
зервный (буферный) источник, чаще всего аккумуляторную батарею
того или иного типа.
М ощность, N,xB т
Рис. 4.2. Области оптимального использования различных типов источников энергии:
1 — химические динамические системы; 2 — аккумуляторы; 3 —топливные элементы;
4 — ядерные динамические системы; 5 — солнечные динамические системы;
6 — солнечные батареи; 7 — радиоизотопные динамические или термоэлектрические
системы
42
Отправные пункты определения характеристик СЭП: программа
энергопотребления в ходе полета (среднее, пиковое, минимальное);
эксплуатационные условия полета (высота и наклонение рабочей орби-
ты, возможные периоды ремонтных и восстановительных работ); про-
грамма наращивания как источников питания, так и источников потреб-
ления (рис. 4.3).
ИНК
ср.
Рис. 4.3. Типовая циклограмма энергопотребления
Основные источники бортового питания рассчитываются на сред-
нюю мощность:
т
Wcv = ^r\w(t)dt. (4.3)
Е о
Емкость буферной системы А рассчитывается на наиболее небла-
гоприятное сочетание времени непоступления электроэнергии и расхо-
да электроэнергии:
*2
A = M (Wcv-W(t))dt, (4.4)
П '1
где ц — к.п.д. используемой буферной системы.
Солнечные батареи — основной источник энергопитания ОКС до
настоящего времени. Наиболее применимы на борту ОКС следующие
типы полупроводниковых фотопреобразователей (табл. 4.3).
Удельная масса солнечных батарей является функцией плотности
панелей, из которых изготовлен каркас, у, среднего угла падения сол-
нечных лучей на панели солнечных батарей <р ср; времени эксплуата-
ции Тэксг^ коэффициента деградации батарей за год эксплуатации
43
Таблица 4.3
Материал Толщина, мм К.п.д., % W, Вт/м2
Кремний 1,0 — 2 8 — 10 90—130
Арсенид галлия 0,5 — 2 14—19 150 — 180 J
Сульфид кадмия 0,1 —0,4 2 — 6 30 — 60 [
Т| дег ; коэффициентов потерь в коммутационной сети Т| ком и времени
затенения ц зат:
СО— Т *
зат Л ком О “ Л зат) COS ф Ср
В ряде случаев удельная масса т сб должна быть увеличена на 5-7%
с учетом наличия на борту дополнительных ремонтных комплектов для
восстановления работоспособности солнечных батарей.
Плотности основных типов панелей солнечных батарей представле-
ны в табл. 4.4.
Таблица 4.4
Тип панели С.Б. Плотность, кг/м 2 1
Плоские панели из алюминиево-магниевых сплавов 5 — 7 1
Плоские панели на пластиковом сетчатом каркасе 4 — 5 J
Плоские углепластиковые панели 3 — 5
Плоские панели с бериллиевым каркасом 2,5 — 4
Рулонные 2,5 — 3
Коэффициент деградации ц дег зависит от типа фотопреобразовате-
лей и условий эксплуатации. Он может составить 0,07 - 0,14 и возраста-
ет в период повышения солнечной активности. Коэффициент затене-
ния Т| зат может достигать максимальных значений 0,32 - 0,36.
Мощность энергопотребления самой СЭП (управление коммута-
цией, потребление преобразователей тока, распределителей и пр.) мо-
жет быть оценена так:
Жпотр= (0,26-0,4) м СЭП • (4.6)
Химические аккумуляторные батареи, используемые на ОКС в каче-
стве резервного буферного источника питания, характеризуются чис-
44
лом располагаемых циклов «разряд-заряд» за время эксплуатации
ЛГЭКСП » допустимым коэффициентом разряда Т| разр , удельной энерго-
емкостью, измеряемой либо в (Вт ч)/кг либо в А ч/кг. В этом случае
удельная мощность аккумуляторных батарей может быть представлена
в виде
(^)тах
™AB = =----------,
Е ^тахП разр
где ( Wt) max— максимальная энергия разряда.
В качестве альтернативных типов аккумуляторных батарей на совре-
менные и перспективные ОКС могут быть рекомендованы никель-кад-
миевые, никель-водородные и серебряно-кадмиевые элементы, основ-
ные характеристики которых приводятся в табл. 4.5
Таблица 4.5
| Тип АБ Удельная энергоемкость (Вт ч)/ кг Коэффициент разряда Число рабочих циклов
Никель-кадмиевые 20-30 0,65 до 5000
Никель-водородные 50-70 0,85 до 10000
Серебряно-кадмиевые 50-60 0,80 до 2000
Отметим, что число рабочих циклов «заряд-разряд» обычно относят
к 3-5 летнему сроку орбитальной эксплуатации. В последнее время для
перспективных ОКС рекомендуют и рекуперативные топливные кисло-
родо-водородные элементы. Однако при практически одинаковой эф-
фективности с никель-водородными аккумуляторами они требуют су-
щественно больших объемов для их размещения и более дороги в раз-
работке и эксплуатации.
Солнечно-динамические энергоустановки работают в основном по
двум возможным термодинамическим циклам: Ренкина и Брайтона. Ус-
тановки (рис. 4.4) состоят из четырех основных компонентов: концент-
ратора солнечной батареи, теплового приемника и аккумулятора сол-
нечной энергии, блока преобразования энергии, радиатора.
Удельные массы солнечно-динамических энергоустановок в настоя-
щее время известны с точностью 30 - 40% , однако на стадии проектных
оценок можно пользоваться следующими зависимостями:
тсдэ = (1,1- 1,4) (65 —0,24 0,68 )/(1-т] дег) (4.8)
Коэффициент Т| дег зависит от типа концентратора солнечного из-
лучения, типа применяемого термодинамического цикла и может быть
принят равным 0,02 до 0,05.
45
Рис. 4.4. Солнечная динамическая установка по циклу Ренкина (на толуоле):
1 — приемник; 2 — турбина; 3 — альтернатор; 4 — насос; 5 — емкость;
6 — конденсатор; 7 — радиатор; 8 — регенератор; 9 — концентратор
Полученные массы источников энергопитания составляют до 60%
от массы системы энергопитания. Следовательно, с учетом потребного
запаса ремонтных блоков, элементов преобразования электроэнергии
и ее распределения по потребителям, масса СЭП может составить
М СЭП “ сист.пит(1>4 “ 1,45). (4.9)
4.2. Система объединенной двигательной установки (ОДУ)
Система ОДУ включает в себя, обычно, корректирующие ДУ (обес-
печивающие перегрузку п = 0,003 * 0,015) одну-две группы двигателей
управления положением ОКС вокруг центра масс с тяговооруженно-
стями п = 0,0005- 0,002 Количество двигателей коррекции составляет
до двух на каждый орбитальный модуль. Количество двигателей управ-
ления и стабилизации зависит от степени резервирования и обычно со-
ставляет 20-27 по каждой группе двигателей. Оценка масс ДУ может
вестись по упрощенным зависимостям типа
к
М Qjiy — т окс£ 0 У, i' N i 7 ду i то т » (4. Ю)
1 = 1
2
где М — масса орбитального модуля; g 0 = 9,80665 м/с — коэффи-
циент пропорциональности; п i — тяговооруженность i-и группы двига-
телей; N i — количество двигателей в f-й группе; у ду — удельная масса
(кг/Н) двигателей i-й группы; ато — удельная масса дополнительной
арматуры, включая топливные баки многократной перезаправки, маги-
46
страли, баллоны наддува с газом, компрессоры и т.д.; М т — масса топ-
лива на период между последовательными перезаправками.
При наличии более точной проектной информации, такой, как рабо-
чее давление в камерах сгорания двигателей, баках наддува и топлив-
ных баках, предполагаемые материалы для изготовления всех емко-
стей, можно пользоваться более детальными зависимостями.
Например, для ракетных двигателей, работающих на однокомпонен-
тном топливе гидразине или смеси из 76% гидразина и 24% мономе-
тилгидразина, обладающих тягой от 0,1 до 1500 Н, удельным импуль-
сом /уд = 2200- 2400 м/с и располагаемым числом надежных включений
до 10 6 масса ОДУ может быть представлена через
оду “ & I Е »
(4.П)
A = lO + O,OO65A/ogo^nIJVI- •
Для однокомпонентных ОДУ величина В может для оценочных при-
кидок быть принятой равной В = 0,0006- 0,00064.
Для ОДУ, работающих на двухкомпонентном ракетном топливе (ча-
ще всего на несимметричном диметилгидразине и азотном тетроксиде),
могут быть применены следующие оценочные зависимости:
оду — "I” & I Е f
A = 6 + O,OO6Mogo^nOiNi; (4.12)
В = 0,0004- 0,00047.
4.3. Система терморегулирования
Система терморегулирования (СТР) включает в себя комплекс
средств, осуществляющих расчетный тепловой режим в обитаемых и
приборных отсеках, агрегатном модуле, на элементах конструкции. На-
помним, что предпочтительные диапазоны температур для отдельных
агрегатов составляют:
обитаемые гермоотсеки ...................20 ± 5°С
приборные отсеки и контейнеры ............0 — 40°С
аккумуляторные батареи...................- 40 ... +50°С
панели солнечных батарей..................- 60 ... + 70°С
топливные емкости .......................выше температуры
замерзания компонентов топлива
элементы конструкции в открытом космосе . .- 200 ... + 150°С
47
В тепловом отношении ОКС является космическом объектом, нахо-
дящимся в тепловом обмене с окружающим пространством. При этом
известное уравнение теплового баланса ОКС имеет вид:
S i С i = ( Q нар + Q внутр dt ~ Q изл » (4-13)
где нагрев (охлаждение) i-го элемента ОКС с удельной теплоемкостью
с,- и массой А/,- определяться разностью внешних и внутренних тепло-
притоков и излучаемым в космос тепловым потоком Q изл.
Внешние тепловые потоки достаточно хорошо прогнозируются че-
рез площади поглощения ОКС 5П0ГЛ, коэффициенты поглощения сол-
нечной радиации A s , степени черноты наружных поверхностей ОКС
е ы . В учет принимаются солнечный тепловой поток с интенсивностью
до 1375 Вт/м2, тепловой поток от Земли (собственный тепловой поток
и отраженный поверхностью Земли поток солнечного излучения), со-
ставляющие до 700 Вт/м 2
Внутренние тепловыделения включают тепловые потоки от аппара-
туры и служебных систем, а также тепловые выделения от работы опе-
раторов-космонавтов:
Свнутр=П^+еэк, (4.14)
причем Т| = 0,92-0,96.
Система терморегулирования ОКС, естественно, выполняется по
комбинированной схеме, когда часть тепловых потоков компенсирует-
ся пассивными средствами:
рациональным размещением приборов и оборудования;
поглощением избыточного тепла теплоаккумулирующими платами,
компонентами бортового топлива, корпусами приборов;
Обеспечением необходимых оптических характеристик внешних по-
верхностей корпуса ОКС;
выбором режима ориентации;
использованием защитных экранов из многослойной экранно-ваку-
умной теплоизоляции.
Лишь при использовании ЭВТИ возникают дополнительные расхо-
ды массы, составляющие от 0,25 до 0,65 кг/м 2 защищаемой поверхно-
сти, в зависимости от типа применяемой ЭВТИ и числа слоев в ней.
Масса активной части СТР, естественно, также зависит от типа ис-
пользуемой СТР (одно- и двухконтурная), материала и типа радиато-
ров-излучателей, типа теплоносителей, степени резервирования. В ка-
честве одной из возможных оценок массы двухконтурной СТР может
быть использована следующая зависимость от общего энергопотребле-
ния W и количества членов экипажа на борту ОКС:
48
7Истр= 115 (10“ 3 Р7+0,257V эк). (4.15)
Энергопотребление самой системы терморегулирования составит
J7CTp = 0,04IPcp + 7,37V3K. (4.16)
Для целей последующей компоновки представляет интерес пло-
щадь потребных радиаторов, составляющая
5 рад=0,0027 +0,387V эк, (4.17)
через которую можно оценить массу радиаторов, зная, что удельная
масса радиаторов составляет
трад = 9,5-14,5 кг/м2, (4.18)
причем верхняя граница относится к радиаторам, конструкция которых
совмещена с конструкцией противометеорных экранов.
4.4. Система телеметрии параметров бортовых измерений
Массу указанной системы чаще всего выражают через количество
телеметрируемых параметров. В частности, основываясь на статистике
ОКС типа «Салют», масса системы телеметрии составляет
7Ител = 200+11,6- 10-37VTejl, (4.19)
где N тел — количество параметров в телеметрическом кадре.
4.5. Система управления
В массу системы управления традиционно включают массы систем
навигации, управления относительным движением, управления борто-
вым комплексом, а также массу бортовой кабельной сети. В первом
приближении массы систем навигации и управления относительным
движением определяют в виде степенной зависимости:
7Ису = аТи5кс. (4-20)
где коэффициенты а и 0 являются функциями уровня технологии в
электронике, бортовых ЦВМ, датчиковых средствах. Более того, в ряде
случаев в систему управления относительным движением включаются
гиродины или силовые моментные гироскопы, масса которых может
быть оценена как
А/ гир = (0,025+ 0,030) М окс. (4.21)
49
Массы подсистемы управления бортовым комплексом и бортовой
кабельной сети обычно пропорциональны суммарной массе служебных
систем:
N
Л/субк=О,О8^Л/сс/;
‘ = \ (4.22)
Мвкс=( 0,02- 0,25) £МСС<.
i = 1
4.6. Система обеспечения жизнедеятельности
Оценки масс этой системы представляют наибольшие трудности,
поскольку наиболее зависят от типа используемой системы (открытые,
частично замкнутые, частично замкнутые с регенерацией воды и выде-
лением О 2 из СО 2 , частично замкнутые с электролизом воды, замкну-
тые с полной очисткой воды и пр.) и предполагаемой программы поле-
та, особенно в части выходов космонавтов в космос. Для подсистемы
СОЖ чрезвычайно необходимо определить не только начальную массу
и массу расходуемых элементов (воды, воздуха, пищи, одежды и т.д.),
но и потребное энергопотребление.
Иногда массу СОЖ выражают в виде функции удельного расхода
массы на человека в сутки, например:
М сож = 10 3 W ЭК 0.36 т сож - 1,15 т сож + 2,5 ). (4.23)
При этом т сож — функция от типа СОЖ. В частности, для откры-
тых систем СОЖ эта величина составляет 3.3-3,5 кг/сут/чел, а для час-
тично замкнутых СОЖ — 2,7...2,8 кг/сут/чел.
Для реализации выхода космонавтов в космос потребуется дополни-
тельный расход массы:
М:ож=1^в, (4.24)
где N в — количество человеко-выходов.
Энергопотребление СОЖ в первом приближении может быть
^сож = ^эк( 700m “ ж+ 15). (4.25)
Например для ОКС типа «Салют-6,7’’ энергопотребление СОЖ со-
ставило 400 Вт, а для базового блока ОКС »Мир" — 800 Вт.
50
4.7. Краткие выводы
1. Процесс создания массовой сводки ОКС носит явно выраженный
итерационный характер, поскольку параметры большинства служебных
систем взаимосвязаны через энергопотребление и тепловыделение.
2. Не существует однозначного, так называемого «оптимального»
набора служебных систем, удовлетворяющих оптимуму как по массе,
так и по оперативно-тактическим характеристикам. Многозначность
решений значительно затрудняет выбор состава служебных систем.
3. Окончательная массовая сводка систем ОКС может быть получе-
на только после формирования реального состава целевых и приклад-
ных полезных нагрузок.
4. Формирование массовой сводки необходимо проводить с гаранти-
рованным положительным массовым резервом для упрощения последу-
ющего процесса увязки подсистем внутри ОКС.
5. КОМПОНОВОЧНЫЕ ОСОБЕННОСТИ ОКС
Современные ОКС являются сложными техническими комплексами,
в состав которых на этапе проектирования входят:
герметические модули для размещения жилых зон и части экспери-
ментального оборудования;
присоединенные модули с полезными нагрузками, обеспеченные
как необходимыми ресурсами, так и внешними рабочими местами для
их периодического обслуживания;
средства для сборки и развертывания конструкции ОКС, включая
манипуляторы и устройства для перемещения космонавтов в открытом
космосе;
комплекс обеспечивающих служебных систем, включая системы
ориентации, стабилизации, маневрирования, СЭП, СТР, СОЖ и пр.
Согласование систем и компоновка каждого из перечисленных ап-
паратов являются сложной самостоятельной проблемой, а их объеди-
нение в рамках единого проекта ОКС многократно усложняет эту про-
блему. Дополнительную сложность при этом вносит так называемый
«человеческий фактор», т.е. работа экипажа на борту ОКС, что, с одной
стороны: расширяет операционные возможности ОКС, а с другой —
требует решения новых задач по обеспечению жизнедеятельности и
безопасности проведения полета.
К компоновке многоблочных ОКС предъявляются многочисленные
требования, среди которых главными являются: разделение рабочих
зон, собираемость и наращиваемость конструкции, резервирование и
ремонтопригодность, унификация отдельных систем и агрегатов, уп-
равляемость ОКс на всех этапах полета, безусловная безопасность про-
51
ведения пилотируемых фаз полета, минимальное воздействие на окру-
жающую среду.
5.1. Разделение рабочих зон
Для более полного удовлетворения нужд многочисленных пользо-
вателей и с учетом противоречивых требований по обеспечению прове-
дения различных экспериментов рабочие места должны быть разделе-
ны на три зоны: внутренние — в герметических, жилых и лабораторных
модулях, внешние — в местах размещения присоединенных полезных
нагрузок, удаленные — размещение на свободно летающих модулях и
космических платформах.
Герметические отсеки должны обеспечивать условия для длитель-
ного пребывания экипажа ОКС, проведения экспериментальных исс-
ледований, полупромышленного производства уникальных материа-
лов. В некоторых зонах, при размещении их достаточно близко от цен-
тра масс, можно будет обеспечить достаточно низкий уровень гравита-
ции, порядка 10 ~5. Все герметические модули должны быть оборудова-
ны средствами обеспечения жизнедеятельности, а в некоторых должны
быть предусмотрены средства биологической изоляции. Начальная по-
требность в полезном объеме герметических модулей составляет при-
мерно 25 м3 на каждого космонавта с возможностью последующего
увеличения.
Внешние рабочие места должны быть расположены в местах креп-
ления присоединенных полезных нагрузок и должны быть оборудованы
всеми средствами для выполнения работ по обслуживанию, включая
манипуляторы, устройства для автономного перемещения космонав-
тов, помещения для хранения инструментов и запасных частей, разъ-
емы систем электропитания, связи, телеметрии, освещения и пр. Рабо-
ты в этих зонах могут осуществляться либо непосредственно членами
экипажа в процессе их внекорабельной деятельности, либо с по-
мощью различных манипуляторов, управляемых из герметических мо-
дулей. Для этого необходимо обеспечить хороший обзор рабочей зоны,
наличие переходных трапов и т.д.
Для обслуживания удаленных рабочих зон необходимо наличие со-
ответствующих транспортных средств, а именно маневрирующих
транспортных аппаратов и межорбитальных транспортных аппаратов.
5.2. Управляемость пространственным положением ОКС
Управляемость пространственным положением является одним из
ключевых факторов при выборе компоновочного решения ОКС, так как
предполагаемые законы изменения пространственного положения ОКС
52
в значительной степени влияют на конструктивное исполнение солнеч-
ных батарей, радиаторов системы обеспечения теплового режима, на
расположение датчиков Земли и Солнца, на выбор органов управления
и т.д. Управляемость, как мы уже говорили, будет зависеть от долго-
временных режимов стабилизации, а также от симметричности конфи-
гурации ОКС в той или иной фазе полета.
5.3. Собираемость ОКС
Собираемость — одно из важнейших свойств, необходимых для со-
здания на орбите крупногабаритных конструкций, поскольку создание
сверхтяжелого носителя специально для выведения ОКС нерациональ-
но. Собираемость может быть обеспечена модульным принципом фор-
мирования конструкции ОКС и наличием конструктивных элементов
для соединения модулей в единый объект, а также наличием сборочно-
монтажных устройств.
5.4. Наращиваемость конструкции ОКС
Наращиваемость конструкции ОКС требуется в связи с тем, что ее
полет будет проходить в достаточно большом временном интервале и,
кроме того, необходимо предусмотреть возможность расширения фун-
кций ОКС, не заложенных на первых стадиях программы полета. При-
мером потребности в таком свойстве является необходимость увеличе-
ния мощности энергетической установки, увеличения площади радиа-
торов, увеличения объемов жилых отсеков в связи с увеличением чис-
ленности экипажа или для организации новых рабочих мест.
5.5. Унификация элементов ОКС
Унификация — это та особенность конструктивного исполнения,
благодаря которой предполагается обеспечить снижение затрат на
проектирование, изготовление и эксплуатацию ОКС. Унификации под-
лежат: элементы герметических модулей и модули в целом, элементы
солнечных батарей и радиаторов СТР, ферменные балки несущей кон-
струкции. Выполнением этого требования на более высоком уровне мо-
жет быть унификация служебных систем для всех модулей и космиче-
ских платформ, входящих в инфраструктуру ОКС.
5.6. Резервирование элементов ОКС
Резервирование — на уровне герметических модулей, элементов
солнечных батарей, радиаторов СТР и т.д. — является одним из основ-
53
ных требований, направленных на увеличение надежности и безопасно-
сти ОКС. Элементное резервирование не является единственным под-
ходом для обеспечения этих свойств. Необходимо предусмотреть так-
же функциональное резервирование, например, на ОКС «Мир» любой
модуль ("Квант", «Квант-2", ^Кристалл", «Ресурс», «Природа») может
быть использован для аварийного пребывания экипажа в случае невоз-
можности пребывания экипажа в базовом блоке.
5.7. Ремонтопригодность элементов ОКС
Ремонтопригодность как и собираемость требует от конструктивно-
го исполнения ОКС легкого доступа ко всем функциональным зонам, а
также заменяемости всех основных элементов станции без длительного
прерывания ее работы. Одним из возможных способов решения этой
проблемы может быть размещение герметических модулей на несущих
ферменных конструкциях с полной заменой любого вышедшего из
строя герметического модуля без разборки общего основания.
5.8. Минимизация загрязнения окружающего пространства
Минимизация загрязнения окружающего пространства требуется
как для обеспечения условий работы бортовой оптико-электронной ап-
паратуры, так и с точки зрения обеспечения безопасности полета всех
космических аппаратов, входящих в инфраструктуру ОКС.
5.9. Роль экипажа на борту ОКС
Обеспечение эффективности работы экипажа
Важнейшей отличительной особенностью ОКС как космического
аппарата считается наличие на его борту экипажа из высоковалифици-
рованных специалистов, подготовленных для проведения запланиро-
ванных работ. Большой опыт пилотируемых полетов в России показал
эффективность работы человека в космосе, позволяющей существенно
расширить возможности космических программ как для научных, так и
для прикладных целей. Особенно важна роль экипажа в незапланиро-
ванных работах по обслуживанию самой ОКС или других КА, в том чис-
ле и с выходом в открытый космос.
Анализируя влияние компоновки ОКС, а также воздействие внеш-
ней среды на экипаж, следует иметь в виду, что по-прежнему практи-
чески не устранимыми неблагоприятными факторами являются невесо-
54
мость и ограниченность пространства рабочих и жилых отсеков. К это-
му можно добавить отсутствие обычных суточных изменений, напри-
мер, цикличности солнечного освещения, отличия от земных уровней
радиации и магнитного поля. Фактор ограниченности пространства из-
вестен достаточно давно из опыта эксплуатации наземных объектов,
например арктических и антарктических станция, подводных лодок и
пр. Длительное пребывание в ограниченном пространстве в составе
разнородной группы создает определенную почву для возникновения
конфликтных ситуаций. Психическая нагрузка усугубляется интенсив-
ностью и сложностью выполняемой работы. Ощущение физической и
социальной изоляции усиливается непосредственной близостью чуж-
дой и смертельно опасной среды.
Оба рассмотренных фактора практически неустранимы на борту со-
временных ОКС и вопрос стоит только о максимально возможном их
смягчении. Если для парирования влияния воздействия невесомости на
борту ОКС реализуется большой комплекс профилактических мероп-
риятий, включая систему специальных физических упражнений, то
снижение фактора ограниченности пространства достигается в основ-
ном компоновочными путями: разнесением жилых и рабочих зон, выде-
лением каждому космонавту отдельной жилой каюты, повышением
комфортабельности жилых отсеков и т.д.
5.10. Возможные варианты схемного решения ОКС
В настоящее время наиболее предпочтительными являются две воз-
можные группы схемного решения многоблочных ОКС. Первая из них
исторически появилась в СССР и
относится к схемам последова-
тельного наращивания конструк-
ции ОКС путем последовательных
сборок полностью изготовленных
на Земле модулей. По такой схеме
изготавливалась и собиралась в
космосе ОКС «Салют-6,7" и »Мир"
(рис. 5.1), причем в последнем ва-
рианте возможность наращивания
в ходе полета была существенно
расширена за счет применения до-
полнительных четырех СТЫКОВОЧ- Рис. 5.1. Орбитальная космическая
НЫХ узлов пассивного типа С упро- станция “ Мир”
щенным манипуляторным узлом
для перестыковки новых модулей на них. Данная схема ОКС обеспечи-
вает достаточно удовлетворительные условия для работы полезных на-
55
грузок, однако плохо управляема в несимметричных конфигурациях и
плохо ремонтопригодна. Во второй схеме основной силовой конструк-
ции является сборная ферменная балка. Здесь, естественно, возможны
многочисленные варианты. Например, в так называемом однобалочном
варианте основная ферма ориентируется в ходе всего полета по мест-
ной вертикали, а три вспомогательные фермы — перпендикулярны ей
)рис. 5.2). При этом на верхней опоре будет размещено оборудование
для исследования Солнца и звездного неба, на средней — элементы си-
стемы энергопитания, на нижней — все герметические модули с обору-
дованием для изучения Земли. Средняя основная балка может исполь-
зоваться в этом случае для размещения служебных систем, а также по-
лезных нагрузок, условия эксплуатации которых не накладывают до-
полнительных ограничений.
Рис. 5.2. Компоновочная схема однобалочного варианта ОКС “энергетическая башня”
В варианте, по которому проектируется американская ОКС «Фри-
дом», основными силовыми элементами будут две продольные балки в
виде коробчатой фермы с длиной около ПО м, ориентированные в холе
56
всего полета по местной вертикали. Основные герметические модули, а
также элементы системы энергопитания будут размещены на централь-
ной ферме, перпендикулярной двум основным балкам и имеющей дли-
ну около 155 м. Полезные нагрузки для наблюдения Солнца и звезд в
этом случае удобно установить на верхней дополнительной ферме, а
аппаратуру для изучения Земли — на нижней. В этом варианте доста-
точно хорошо компонуются и крупногабаритные элементы, такие, как
ангары для обслуживания КА, хранилища топлива и т.д. Однако оба
этих варианта ферменной сборной конструкции ОКС весьма сложны и
требуют значительных финансовых затрат. В упрощенных модифика-
циях данных схем используется только одна центральная ферменная
балка. Именно по такой компоновочной схеме проектируются первич-
ная конфигурация американской ОКС «Фридом» (рис. 5.3) и россий-
ская ОКС «Мир-2", возможная схема которой приведена на рис. 5.4. Для
создания подобной конфигурации ОКС в пилотируемом варианте необ-
ходимо проведение шести-восьми запусков ракет-носителей.
Рис. 5.3. Основной уменьшенный вариант ОКС “Фридом”
57
Рис. 5.4. Орбитальная космическая станция “Мир-2Г
5.11. Компоновка герметических модулей
Основная функциональная нагрузка в ОКС падает, естественно, на
герметические модули, которые будут и основными рабочими местами
и помещениями для длительного пребывания экипажа. Разработка этих
модулей должна вестись на базе максимально возможной унификации
всех основных конструктивных элементов и служебных подсистем.
В соответствии с этим подходом основой всех герметических моду-
лей является базовый модуль цилиндрической формы, состоящий из
унифицированных элементов герметического отсека (обечайка и дни-
ще) и ряда унифицированных силовых элементов (пол, стеллажи для
установки полезных нагрузок и служебных систем). На рис. 5.5 показа-
но одно из возможных конструктивных решений такого базового моду-
ля и ряд производных из него модулей целевого назначения. Цилинд-
рическая секция снабжена полом и потолком, которые в сочетании с
коническим съемными днищами обеспечивают хороший доступ для
монтажа и контроля операций.
Жх1О&
Пркчальмый модуль
со стыковочными уалжмк
Рис. 5.5. Базовый модуль ОКС и производные от него целевые модули
Оборудование систем, общее для всех модулей, устанавливается
под съемными панелями потолка и пола, что обеспечивает чистый ин-
терьер для установки целевого оборудования в специализированных
модулях. Можно также, благодаря разъемам по торцам цилиндриче-
ской секции, под герметическую оболочку поместить полностью спе-
циализированный блок, не используя при этом части стандартных эле-
ментов, например, пола и потолка.
59
Как видно из рис. 5.5, производные целевые модули требуют при та-
ком подходе минимальных доработок конструкции, в частности, в лабо-
раторных и жилых модулях на внутренней стороне панелей интерьера
устанавливается соответствующее назначению модуля оборудование.
Например, ресурсный модуль наращивается дополнительный негерме-
тичной секцией для установки емкостей с расходуемыми жидкостями,
стыковочный отсек наращивается секцией со стыковочными агрегата-
ми, шлюзовой камерой и элементами крепления устройства для авто-
номного перемещения космонавтов в открытом космосе. Кратко рас-
смотрим варианты компоновки производных от базового модуля.
Жилой модуль является тем элементов ОКС, в котором космонавты
будут проводить основную часть общего времени пребывания на орби-
те. Исходя из этого, а также из максимальной численности экипажа и
продолжительности одной экспедиции определяется компоновка мо-
дуля и его основные технические характеристики.
При создании таких модулей предусматривается разделение общего
объема на функциональные зоны, в состав которых, как минимум, вхо-
дят следующие (рис. 5.6).
1. Зоны отдыха, представляющие собой отдельные или полуизоли-
рованные помещения для членов экипажа, которые обеспечивают визу-
альную и звуковую изоляцию, снабжены определенным набором агре-
гатов для поддержания жизнедеятельности, такими, как вентиляция,
освещение, фиксаторы для сна, устройство для хранения вещей (рис.
5.6, поз. 5). Помещение должно быть достаточно большим с тем, чтобы
можно было свободно переодеваться и перемещаться.
Рис. 5.6. Компоновка типового жилого модуля
2. Помещение общего пользования, используемое для приема пищи,
проведения совместного досуга и для проведения определенных работ.
В связи с этим при его компоновке необходимо предусмотреть доста-
60
точное пространство для общего стола, возможного перемещения всех
членов экипажа, наличие соответствующих иллюминаторов и оборудо-
вания (рис. 5.6, поз. 2 и 10).
3. Помещение для приготовления и хранения пищи (рис. 5.6, поз. 1 и
4) с необходимыми печами, подогревателями, холодильниками и т.п.
Кроме того, в ее составе должны быть устройства для сбора и утилиза-
ции отходов.
4. Зона персональной гигиены для обеспечения процедур умывания,
купания, бритья и т.п. (рис. 5.6, поз. 7 и 8). В этой же зоне размещаются
контейнеры для сбора отходов жизнедеятельности экипажа, а также их
утилизации (рис. 5.6, поз. 6).
5. Физкультурная зона для поддержания физического тонуса каж-
дого члена экипажа в течение всего срока экспедиции. В ней должны
быть сосредоточены все соответствующие тренажеры и устройства для
контроля физического состояния членов экипажа (рис. 5.6, поз. 9).
Размещение функциональных зон относительно друг друга опреде-
ляется, в основном, факторами их взаимного воздействия. Так, жилая
зона должна быть возможно дальше удалена от зоны с шумовыми воз-
действиями, помещение для приготовления пищи должно быть отнесе-
но от зоны индивидуальной гигиены. Этот перечень зон и требований к
ним далеко не полон и пополняется в каждой конкретной разработке.
Лабораторный модуль является основным рабочим помещением и
по составу и техническим характеристикам должен соответствовать
своему функциональному назначению. Существуют различные подхо-
ды к компоновке таких модулей, из которых можно выделить два. Пер-
вый подход предусматривает создание узкоспециализированных, же-
лательно сменных модулей (например, модули «Квант-2", ^Кристалл",
«Природа» и «Спектр» по программе ОКС «Мир»), оборудованных не-
сменным оборудованием со сроком функционирования, определяемым
длительностью планируемых экспериментов. Можно назвать несколь-
ко типовых модулей такого назначения: биологический, астрономиче-
ский, технологический и т.д. Второй подход предусматривает создание
многоцелевых лабораторий, т.е. комплексирование в едином модуле
полезных нагрузок для проведения широкого спектра исследований и
технологических экспериментов, объединенных каким-либо сущест-
венным требованием к параметрам окружающей среды, например, по-
требным уровнем предельной микрогравитации или уровнем допусти-
мой точности стабилизации.
В конечном итоге возможно компромиссное решение, т.е. участие в
единой структуре ОКС как многоцелевых, так и узкоспециализирован-
ных модулей. Так, в состав американской ОКС «Фридом» входят много-
целевые лабораторные модули.
Ресурсный модуль является обязательным элементов практически
при любом схемном решении многоблочной ОКС, рассчитанной на про-
61
Рис. 5.7. Сборка герметических
модулей
должительное время функционирования
и предназначен для обеспечения ОКС
всеми расходуемыми материалами. Вы-
бор размеров и состав такого модуля оп-
ределяется, в первую очередь, грузо-
подъемностью и габаритами головного
обтекателя используемой ракеты-носи-
теля. В ряде случаев ресурсный модуль
конструктивно объединяется с другими
модулями при соблюдении всех необхо-
димых требований по безопасности хра-
нения пожароопасных и ядовитых компо-
нентов ракетного топлива вне жилых и
рабочих зон (например, такое компоно-
вочное решение характерно для всех вариантов российских ОКС типа
«Салют» и «Мир»). Состав модуля определяется характером и количе-
ством расходуемых материалов. Эти же факторы предопределяют и пе-
риодичность доставки таких модулей на рабочую орбиту или их пере-
завправки в орбитальных условиях. Все доставляемые на борт ОКС ма-
териалы можно условно разделить на две группы: быстрорасходуемые
запасы - пища, вода, одежда, материалы, газы, химикаты для регенера-
ции воздуха, компоненты топлива для двигательных установок и долго-
расходуемые запасы — сырье для технологических процессов, запас-
ные части для систем ОКС, новые полезные нагрузки. Периодичность
доставки таких модулей и сохранение пропорций между группами рас-
ходуемых элементов способствует предельной унификации ресурсных
модулей и снижению стоимости операций по периодическому снабже-
нию ОКС.
Возможные схемы компоновочного объединения блока герметических
модулей для ОКС «Мир», «Мир-2" и »Фридом" приведены на рис. 5.1,5.4 и
5.7, соответственно. На рис. 5.7 обозначено: I — американский модуль; П
— западноевропейский модуль; Ш — японский экспериментальный мо-
дуль; IY — жилой модуль; Y — ресурсный модуль, 1 — основной стыко-
вочный узел; 2 — дополнительный стыковочный узел; 3 — ресурсные уз-
лы; 4 — спасательные аппараты; 5 — шлюзовые камеры.
5.12. Обеспечение безопасности проведения полета
Окончательная компоновочная схема многоблочной ОКС выбирает-
ся с учетом обеспечения максимальной безопасности полета и дли-
тельной надежности. Вероятность нормальной эксплуатации в течение
одной экспедиции задается обычно на уровне 0,96-0,97 при вероятности
выживания экипажа в экстремальных ситуациях с учетом возможности
экстренного возвращения экипажа (или части экипажа) не ниже 0,995.
62
Для вариантов многоблочной ОКС достижение приемлемого уровня
безопасности в аварийной ситуации обеспечивается не операциями по
экстренной эвакуации экипажа, а изоляцией экипажа в убежище, в ка-
честве которого может быть использован практически любой жилой
модуль.
Только если невозможно восстановление рабочего режима, предус-
матривается эвакуация экипажа с помощью транспортного корабля. В
каждом модуле должны быть предусмотрены два маршрута эвакуации с
раздельными выходами и автономные средства обеспечения жизнедея-
тельности с ресурсом до четырех суток. Размеры люков в свету должны
позволять свободный проход космонавтов в скафандрах.
Среди основных рекомендаций по обеспечению безопасности мно-
гоблочных ОКС необходимо отметить:
конструктивное и компоновочное обеспечение двухстороннего до-
ступа во все жилые и рабочие модули;
ограниченное использование пиротехнических устройств;
обеспечение местного и централизованного контроля отказов и ло-
кализации поврежденных элементов;
минимизация объема внекорабельной деятельности экипажа по
сборке и обслуживанию ОКС.
ЛИТЕРАТУРА
1. Авдуевский В.С., Бармин И.В., Гришин СЛ. Проблемы космиче-
ского производства. — М.: Машиностроение, 1980 — 222 с.
2. Беляев Н.М., Белик Н.П., Уваров Е.И. Реактивные системы управ-
ления космических летательных аппаратов. — М.: Машиностроение,
1979 — 232 с.
3. Бэлью Л., Стулингер Э. Орбитальная станция «Скайлэб» — М.:
Машиностроение, 1977 — 232 с.
4. Инженерный справочник по космической технике./Под. ред. АВ.
Солодова — М.: Воениздат, 1977 - 432 с.
5. Космонавтика: Энциклопедия./Под ред. В.П. Глушко — М.: Со-
ветская энциклопедиям, 1985 — 528 с.
6. Малышев Г.В., Блейх Х.С., Зернов В.И. Проектирование авто-
матических космических аппаратов. — М.: Машиностроение, 1982 —
152 с.
7. Сердюк В.К., Толяренко Н.В. Орбитальные космические стан-
ции//Итоги науки и техники ВИНИТИ. Серия Ракетостроение и косми-
ческая техника. — 1989. — Том 10. — 196 с.
8. Чернышев В.В. Космические обитаемые станции. — М.: Машино-
строение, 1976 — 160 с.
63
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие ............................................................ 3
1. Назначение, цели и задачи создания ОКС................................5
1.1. Основные цели и задачи ОКС.......................................6
1.2. Методы проектирования применительно к ОКС .......................8
1.3. Состав тактико-технических требований на разработку ОКС .........8
1.4. Критерии принятия проектного решения ...........................10
2. Условия эксплуатации ОКС и полезных нагрузок на борту...............15
2.1. Типовые нагрузки на конструкцию ОКС............................16
2.2. Требования со стороны полезных нагрузок .......................17
3. Летно-технические характеристики орбитальных станций.................21
3.1. Выбор параметров орбит функционирования ОКС ...................21
3.2. Порядок выбора параметров рабочей орбиты ОКС с учетом оперативных
и специальных требований............................................37
4. Определение массовой сводки ОКС ....................................39
4.1. Система энергопитания .........................................42
4.2. Система объединенной двигательной установки (ОДУ)..............46
4.3. Система терморегулирования.....................................47
4.4. Система телеметрии бортовых измерений..........................49
4.5. Система управления.............................................49
4.6. Система обеспечения жизнедеятельности..........................50
4.7. Краткие выводы.................................................51
5. Компоновочные особенности ОКС.......................................51
5.1. Разделение рабочих зон ........................................52
5.2. Управляемость пространственным положением ОКС..................52
5.3. Собираемость ОКС ..............................................53
5.4. Наращиваемость конструкции ОКС.................................53
5.5. Унификация элементов ОКС.......................................53
5.6. Резервирование элементов ОКС ..................................53
5.7. Ремонтопригодность элементов ОКС...............................54
5.8. Минимизация загрязнения окружающего пространства...............54
5.9. Роль экипажа на борту ОКС .....................................54
5.10. Возможные варианты схемного решения ОКС........................55
5.11. Компоновка герметических модулей...............................59
5.12. Обеспечение безопасности проведения полета ....................62
Литература .............................................................63