КОСМИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ (КЛА)

Автор: 30.06.2010

КОСМИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ (КЛА) — аппараты, предназначенные для полета в космос или в космосе, напр. РН, КР, КК, автоматич. и пилотируемые станции (орбитальные, межпланетные), ИС небесных тел, ВКС. Наименование «КЛА»— общее и включает разл. виды таких аппаратов, в т. ч. использующие и нереактивный принцип движения (напр., солнечный парус и др.). Отличит, особенность большинства КЛА — способность к длит, функционированию в условиях космич. полета, для чего на его борту должен поддерживаться определ. тепловой режим, осуществляться энергопитание бортовой аппаратуры, обеспечиваться радиосвязь с Землей и т. п. Для КЛА с экипажем обязательно поддержание в герметич. кабине атмосферы, пригодной для дыхания, и обеспечение космонавтов пищей и водой.

Полет КЛА делится на 2 участка: участок выведения, на к-ром КЛА сообщается необходимая скорость в заданном направлении, и орбитальный участок, на к-ром движение КЛА происходит в основном по инерции, подчиняясь законам небесной механики. В ряде случаев КЛА снабжаются РД, позволяющими на орбитальном участке изменять (корректировать) траекторию движения или тормозить КЛА при посадке. Протяженность участков полета с работающими РД (выведение, коррекция, торможение) значительно меньше, чем участков орбитального полета. Исключением являются КЛА с электроракетными двигателями, к-рые работают на большей части траектории полета.

Ракета — единств, средство для полетов в космич. пространство. Принцип движения ракеты заключается в «отталкивании» ее от массы реактивной струи, истекающей из двигателей ракеты и образуемой при сгорании топлива, заключенного в самой ракете. Поэтому, в отличие от др. ЛА, для движения ракеты не требуется к. -л. окружающей среды. Осп. характеристики ракеты, энергетич. и эксплуатац., определяются, в первую очередь, двигателем и родом используемого топлива. Первостепенное значение для установления энергетич. возможностей ракеты имеют величина скорости истечения газов из сопла двигателя и его тяга. Макс, скорость ракеты при данной скорости истечения реактивной струи, определяемой видом топлива и совершенством РД, зависит только от отношения веса топлива к общему (начальному) весу ракеты. Скорость истечения реактивной струи при использовании совр. химич. топлив достигает 3000—4000 м/сек. При этом одноступенчатая ракета практически не способна развить скорость, необходимую для космич. полета (больше 8 км/сек). Для достижения такой скорости запас топлива одноступенчатой ракеты должен составлять ок. 93—96% ее общего веса, а конструкция и полезный груз, соответственно, 7—4% общего веса ракеты. Создать столь легкую конструкцию ракеты, включая ее корпус, двигат. установку и аппаратуру управления, не представляется возможным. Характеристики ракеты можно существенно улучшить, применяя принцип отделения в полете части конструкции по мере использования топлива; этот принцип реализуется в составных, или многоступенчатых, ракетах (см. Составная ракета).

Ракеты,  используемые в  космонавтике,  наз.  ракетами-носителями и космическими ракетами. Совр. РН и космич. ракеты имеют в большинстве случаев от 2 до 4 ступеней. Конструктивные схемы этих ракет весьма разнообразны. Космич. ракеты отличаются чрезвычайно легкой конструкцией, вес к-рой, вместе с двигат. установкой, обычно не превышает 10—12% от веса топлива. Создание такой конструкции, с высокой прочностью и жесткостью, — сложная технич. задача. Наряду с использованием в конструкции высокопрочных легких сплавов, малый вес обеспечивается оригинальными технич. решениями. Напр., несущие баки служат одновременно осн. частью корпуса ракеты. Создавая в несущих баках определ. внутр. давление, можно обеспечить работу их оболочки на растяжение, т. е. в условиях, наиболее благоприятных для тонких оболочек. В результате оказывается возможным создать тонкостенные топливные баки большого объема с большой прочностью и жесткостью, воспринимающие продольные сжимающие силы и изгибные моменты, действующие на корпус ракеты в полете. Конструкция ракеты работает в очень напряженных режимах, поэтому необходимо макс, использование прочности материалов, конструктивное совершенство отдельных узлов при значит, размерах конструкции в целом. При этом конструкция должна выдерживать не только статич., но и динамич. нагрузки, включая вибрационные, осн. источник к-рых — РД. Все это требует тщательной разработки силовой и конструктивной схемы ракеты при ее проектировании, точного учета всех сил, действующих в полете, детального изучения динамики конструкции на основе новейших методов исследования. В состав оборудования ракеты входит ряд систем и агрегатов, осуществляющих управление ракетой в полете, разделение ее ступеней, наддув топливных баков, регулирование подачи компонентов топлива к двигателям. Система управления движением обеспечивает полет ракеты по заданной траектории, стабилизацию ракеты относительно центра массы, управление РД  (регулирование тяги, включение и выключение), выдачу команд на разделение ступеней.

Двигат. установки космич. ракет, как правило, состоят из неск. РД, работа к-рых синхронизируется системой управления. Это позволяет получить суммарную тягу двигат. установки, измеряемую сотнями и тысячами т. Напр., РН сов. КК «Восход» имела 7 РД с общей максимальной тягой 650 т. РД (см. Ракетный двигатель) и их отдельные агрегаты отличаются очень высокими энергетич. показателями при малом весе, превосходя двигатели др. типов. Вес РД, приходящийся на 1 т его тяги, составляет менее 10 кг для мощных двигателей и 10—25 кг для двигателей ср. и малой мощности. Мощность турбонасосного агрегата, осуществляющего подачу топлива в камеру сгорания РД, достигает десятков тыс. л. с. и более при весе всего лишь в неск. десятков г на 1 л. с. Космич. ракеты по своим энергетич. характеристикам, весовым показателям, сложности и совершенству бортовых систем занимают ведущее место среди всех ЛА и являются одним из крупнейших достижений совр. науки и техники.

Отличительная особенность большинства существующих и будущих типов КЛА — способность к достаточно длительному самостоятельному функционированию в условиях космического пространства. Во многих отношениях (но законам движения, тепловому режиму и др.) КЛА может быть уподоблен самостоят, небесному телу, причем такому, на к-ром обеспечены определ. условия для работы аппаратуры и существования людей. Для этого на КЛА должны иметься системы, поддерживающие определ. тепловой режим, осуществляющие энергопитание бортовой аппаратуры, обеспечивающие радиосвязь с Землей. На КК с экипажем в герметической кабине должен поддерживаться состав атмосферы, пригодный для дыхания; космонавты в полете должны быть обеспечены пищей и водой. КЛА, как правило, предназначены для решения определенных задач (научные исследования, ретрансляция радиопередач и др.), в связи с чем несут на себе соответствующее оборудование и во мн. случаях снабжаются системами для ориентации и навигации в пространстве и двигательными установками для изменения траектории в полете.

В комплекс бортового оборудования КЛА входят системы: терморегулирования, энергопитания, радиосвязи и радиотелеметрии, ориентации и управления движением, приземления, жизнеобеспечения. Эти системы обычно объединяются общей электрической схемой управления, электропитания и контроля, обеспечивающей их работу и взаимодействие. Отдельные виды КЛА могут не иметь тех или иных систем. Напр., на автоматических космических аппаратах отсутствуют СЖО, на неориентируемых аппаратах нет систем ориентации и управления движением и т. д. Наиболее совершенные КЛА, т. е. КК с экипажем, оснащены всеми системами.

Поддержание на борту требуемой темп-ры — терморегулирование _ сложная технич. задача (см. Терморегулирования система). В отличие от наземных условий, в космич. пространстве между отдельными телами осуществляется только лучистый теплообмен. !'. полете па КЛА воздействуют внешние тепловые потоки, в первую очередь — излучение Солнца, а вблизи Земли (или др. планеты) — также ее излучение. В свою очередь, КЛА должен излучать в окружающее пространство определ. количество тепла, зависящее от внешних тепловых потоков, им поглощаемых, и внутр. тепловыделения, связанного с работой бортовой аппаратуры и жизнедеятельностью экипажа. При этом должен непрерывно поддерживаться баланс между поглощением и излучением тепла, в противном случае средняя темп-pa КЛА будет изменяться и может выйти за пределы допустимой. Регулирование общего теплового баланса при теплообмене КЛА с окружающим пространством достигается обычно путем создания на КЛА радиац. поверхности, являющейся частью его оболочки, или конструктивно оформленной в виде самостоят, радиатора-излучателя. Радиац. поверхности спец. обработкой придают оптич. характеристики, обеспечивающие большое собств. излучение тепла при малом поглощении тепла извне. Подводя к радиац. поверхности то или иное количество тепла, накапливающегося в КЛА, можно влиять на его тепловой баланс, изменяя тем самым и темп-ру.

Для тепловых процессов на борту КЛА характерно отсутствие конвективного теплообмена в его отсеках в связи с состоянием невесомости в полете. Теплопередача между его элементами при этом затруднена и осуществляется гл. обр. за счет теплопроводности конструкции. Поэтому одна из задач системы терморегулированпя — организация внутр. теплового режима, т. е. обеспечения теплосъема с источников тепла (отдельных приборов), выравнивание темп-ры газа в отсеках, поддержание заданных местных тепловых режимов отдельных элементов конструкции и оборудования. Эта задача решается введением принудительной, в ряде случаев управляемой, циркуляции газа в отсеках КЛА, а также передачей тепла жидким теплоносителем, циркулирующим в т. н. жидкостном контуре терморегулирования. Передача тепла теплоносителю осуществляется с помощью газо-жидкостных теплообменников, устанавливаемых в отдельных отсеках, или путем подвода жидкого теплоносителя к отдельным тепловыделяющим приборам и их элементам. Совр. системы терморегулирования способны поддерживать заданную температуру в КЛА с высокой точностью, несмотря на переменность внешних тепловых потоков (заход в тень Земли, полет на различных удалениях от Солнца) и резкие изменения внутреннего тепловыделения при включении и выключении бортовой аппаратуры.

Важная проблема космического полета — энергопитание бортовой аппаратуры КЛА. Простейшее решение этого вопроса — питание аппаратуры электроэнергией, запасенной в аккумуляторных батареях перед стартом, приемлемо только при кратковрем. полетах (до 1—2 недель). Энергоемкость совр. аккумуляторов равна примерно 100 вт-час на 1 кг веса. Ср. энергопотребление аппаратуры в полете для КК и тяжелых ИСЗ составляет в ряде случаев сотни его; при этом потребный вес аккумуляторов на месяц полета может достигать неск. го. Проблема энергопитания решается в неск. направлениях. 1) Создание источников тока со значительно лучшими весовыми показателями (большей энергоемкостью), чем обычные аккумуляторы, — топливных элементов, вырабатывающих  электроэнергию в результате электрохимич. процессов между 2 рабочими веществами (напр., кислородом и водородом). По энергоемкости топливные элементы (с запасом компонентов) в 4—5 раз превосходят аккумуляторы. Они уже начинают применяться в системах энергопитания нек-рых К К (напр., «Джеминай»). 2) Использование солнечного излучения, преобразуемого в электроэнергию с помощью солнечных батарей. Этот способ энергопитания наиболее широко используется на совр. ориентируемых и неориентируемых КЛА. На последних солнечная батарея состоит из неск. панелей, расположенных таким образом, что при любом угловом положении КЛА по крайней мере одна из панелей освещена Солнцем. 3) Создание бортовых ядерных энергетич. установок (с реакторами и изотопными генераторами). Ядерные энергетич. установки с реактором — это, по существу, малые атомные электростанции, приспособленные для работы в условиях космич. пространства. Ведутся разработки таких установок мощностью до неск. кет; в будущем можно ожидать появления ядерных энергетич. установок мощностью в тыс. кет для энергоснабжения ЭРД КК, совершающих перелеты между орбитами ПС планет. Изотопные генераторы, в к-рых   происходит выделение тепла радиоактивными изотопами и преобразование этого тепла в электроэнергию, обычно имеют электрич. мощность в десятки и сотни его.

Полет автоматич. и пилотируемых КЛА немыслим без радиосвязи с Землей. Передача телеметрич. и телевиз. информации на Землю, прием радиокоманд с Земли, траекторные измерения, телефонная

и телеграфная связь космонавтов с наземными пунктами — осн. функции, выполняемые радиосистемами КЛА (см. Космическая связь).

Многие из совр. КЛА, в первую очередь КК с экипажем, снабжаются ракетными двигат. установками, позволяющими корректировать (изменять) их орбиты и осуществлять торможение для посадки на Землю или др. небесное тело. В состав бортового оборудования таких аппаратов входят системы ориентации и управления движением. Системы ориентации применяются также на многих КЛА, не имеющих двигателей, но требующих определ. ориентации в пространстве для выполнения целевой задачи, напр. наблюдения за облачным покровом Земли, исследования Солнца и др.

Весь комплекс бортового оборудования КЛА должен работать в полете по определ. программе. Нек-рые из элементов этой программы могут быть установлены предварительно, до старта аппарата. Большая же часть программы определяется непосредственно в полете с учетом отлнчия траектории от расчетной, изменений в состоянии бортовой аппаратуры и ряда др. факторов. Поэтому на совр. КЛА предусматривается возможность управления работой бортовой аппаратуры с помощью радиокоманд, передаваемых с Земли. Объем такой командной информации зависит от сложности КЛА и решаемых им задач. Наряду с передачей команд с Земли, управление системами КЛА но многих случаях осуществляется бортовыми программно-временными устройствами, выдающими определ. последовательность команд в заданные моменты времени. При этом временная программа выдачи команд может быть установлена перед стартом и передана на борт в полете по радиолинии. Программно-временные устройства используются для управления аппаратурой в периоды отсутствия радиосвязи с Землей, между отдельными сеансами связи, а также в случаях, когда необходимо выдать серию взаимосвязанных команд в ограниченный промежуток времени, напр. для спуска аппарата. На пилотируемых КК управление бортовой аппаратурой п движением может осуществляться экипажем. Органы ручного управления (рукоятки, кнопки) и приборы для контроля работы систем обычно располагаются в кабине К К на пульте космонавта. Полеты сов. и амер. космонавтов подтвердили возможность осуществления человеком всех осн. функций по управлению КК.

Спуск КЛА па поверхность Земли и планет — одна из наиболее сложных проблем, связанных с межпланетными полетами. Движение космич. аппарата относительно Земли или др. небесного тела происходит со скоростью, равной или большей 1-й космич. скорости. При спуске эта относит, скорость должна быть тем или иным способом снижена до нуля в момент посадки. Возможны 2 принципиально отличных способа торможения КЛА: первый основан на использовании тормозящей реактивной силы, второй — аэродинамнч. сил, возникающих при движении аппарата в атмосфере. Для реализации 1-го способа КЛА или его часть (спускаемый аппарат) должен быть снабжен тормозной ракетной двигательной установкой н запасом топлива. При ракетном торможении вес ракетной ступени получается существенно большим веса спускаемого аппарата. Поэтому спуск с ракетным торможением применяется только для посадки на небесные тела, лишенные атмосферы, напр. на Луну. Спуск с аэродинамнч. торможением более выгоден в весовом отношении и является основным при осуществлении посадки КЛА па Землю. Обычно

производится спуск не всего КК, а лини, спускаемого аппарата, и к-ром размещаются экипаж и часть бортовых систем. Остальные отсеки корабля с оборудованием, обеспечивающим орбитальный полет, отделяются от спускаемого аппарата в начале траектории спуска. Спускаемый аппарат в большинстве случаев одновременно служит герметич. кабиной, в к-рой экипаж находится в течение всего полета. Движение спускаемого аппарата на участке спуска происходит по весьма пологой траектории с постепенным его торможением. Такой режим движения позволяет избежать чрезмерно больших перегрузок на участке спуска. При спуске но баллнстнч. траектории перегрузки могут достигать 8—10, спуск по планирующей траектории, когда на спускаемый аппарат, кроме силы сопротивления, действует и подъемная сила, позволяет уменьшить эти перегрузки в 1,5—2 раза. На участке спуска имеет место интенсивный аэродинамический нагрев спускаемого аппарата, темп-pa его поверхности достигает 6000° и более. Поэтому спускаемый аппарат снабжается теплозащитным покрытием из материалов, обладающих высокой температуростойкостью и малой теплопроводностью. При движении в атмосфере происходит абляция — оплавление или испарение и унос набегающим потоком внешних слоев теплозащитного покрытия в носовой части спускаемого аппарата; эти процессы поглощают часть тепла, предотвращая его передачу внутрь спускаемого аппарата. В конце траектории спуска, на высотах в неск. км, скорость движения снижается до 150—250 м/сек. Дальнейшее снижение скорости перед приземлением осуществляется обычно с помощью парашютной системы. На КК «Восход» применялась система МЯГКОЙ посадки, позволяющая уменьшить скорость приземления практически до нуля.

Конструкция космич. аппаратов отличается рядом особенностей, связанных со специфич. факторами космич. пространства, — глубоким вакуумом, наличием метеорных частиц, интенсивной радиации, невесомости. В условиях глубокого вакуума изменяется характер процессов трения, появляется новое явление т. н. холодной сварки; обычные механизмы неспособны надежно работать в таких условиях. В связи с этим к разл. механич. устройствам, размещаемым на КЛА вне герметич. отсеков, предъявляется ряд специфич. требований — подбор спец. материалов, герметизация отдельных узлов и др. Существ, влияние на отдельные элементы КЛА могут оказывать метеорные частицы, движущиеся со скоростями 20—70 км/сек. Наиболее мелкие из них постепенно разрушают внешнюю поверхность КЛА; этот процесс «метеорной эрозии» при длит, полете может вызвать изменение оптпч. характеристик иллюминаторов, оптич. приборов, радиац. поверхности системы терморегулирования н солнечных батарей и привести к нарушению теплового режима и энергопитания бортовой аппаратуры. Поэтому поверхность ряда элементов КЛА должна иметь покрытия, максимально стойкие ио отношению к метеорной эрозии. Более крупные метеорные частицы способны пробивать оболочку КЛА, нарушая его герметичность. Вероятность такого метеорного пробоя для малых КЛА или при сравнительно небольшой длительности полета невелика и не требует принятия спец. мер. Однако для больших КК, совершающих длит, полеты, она возрастает настолько, что в конструкции их должна предусматриваться спец. протпвометеорная защита. Интенсивная радиация (потоки заряженных частиц в радиац. поясе Земли и при солнечных вспышках) также может заметным образом влиять на отдельные элементы КЛА. Наиболее чувствительны к действию радиации солнечные батареи, полупроводниковые приборы и детали из органич. соединений; поэтому в ряде случаев вводятся покрытия солнечных батарей и др.Важную роль в ракетной и космпч. технике играют вопросы надежности. Высокая надежность существенна для всех видов КЛА, однако особенное значение она имеет при полетах КК с людьми на борту. Надежность обеспечивается широким комплексом мероприятий, проводимых на всех этапах создания и подготовки к полету КЛА. К таким мероприятиям относятся: повышение надежности отдельных элементов аппаратуры и оборудования, строгий технологич. контроль на всех стадиях изготовления, проведение тщат. отработки систем и агрегатов с имитацией условий космич. полета, проведение комплексных предполетных испытаний и др. Наряду с этим для повышения надежности на космпч. аппаратах применяются дублирование, триплирование, резервирование отдельных агрегатов и приборов, а также автоматич. схемы распознавания отказов приборов или их элементов и их замены.

За 10 лет развития космпч. техники созданы КК для полетов человека в околоземном космич. пространстве, автоматич. КЛА для дальних полетов, мягкой посадки на Луну и функционирования на ее поверхности, ИСЗ для науч. исследований и практич. использования — связи, навигации и метеорологии. Имеются реальные предпосылки для создания новых типов КЛА: обитаемых орбитальных станций, ракетно-космич. систем для осуществлен и я лунных экспедиций, тяжелых межпланетных КК с экипажем для полетов к Марсу и Венере, автоматич. аппаратов для исследования Юпитера, Сатурна и др. дальних планет Солнечной системы. Полетный вес таких КЛА будет составлять многие десятки и сотни га, а продолжительность полета в ряде случаев исчисляется годами.